прерванный взлет — взлёт, прекращённый в процессе разбега самолета, причиной П. в. может быть отказ какой-либо системы, затрудняющий выполнение полёта, или отказ двигателя многодвигательного самолёта, обнаруженный на скорости, которая меньше скорости принятия решения. Торможение самолёта при П. в. выполняется с применением всех средств гашения скорости (торможение колёс шасси, реверсирование тяги двигателя, выпуск интерцепторов и т. п.) до полной остановки самолёта.

претензии и иски при воздушных перевозках — см. в статье Ответственность имущественная.

приборная доска — элемент конструкции рабочего места члена экипажа; служит для размещения в соответствии с определенными правилами или требованиями средств системы отображения информации и управления, используемых членом экипажа. По назначению различают П. д. летчика, штурмана, бортинженера и т. п. Они могут быть амортизированными или неамортизированными, каркасными или панельными, однопанельными (сплошными) или многопанельными, плоскими или изогнутыми, наклонными или вертикальными, откидными или неподвижными.

Основные элементы конструкции П. д. — панель (панели), каркас, амортизаторы и крепёжные детали. Для установки индикаторов в П. д. делаются вырезы. Расстояние между вырезами для соседних индикаторов по линии, соединяющей их центры, должно быть не менее 5 мм. П. д. изготовляются из листового дуралюмина толщиной 3—5 мм и окрашиваются в чёрный или серый цвет или цвет интерьера кабины. П. д. устанавливаются на расстоянии 600—900 мм от глаз члена экипажа и таким образом, чтобы направление взгляда по отношению к плоскости П. д. было как можно ближе к перпендикуляру. Недостаточный наклон («разворот») П. д. приводит к погрешностям параллакса при отсчёте показаний индикаторов и к «колодезному» эффекту (затенению шкалы индикатора корпусом). Компоновка П. д. лётчиков самолётов и вертолётов регламентируется стандартами. В наилучших по обзору зонах П. д. устанавливают наиболее важные и часто используемые индикаторы. Не рекомендуется установка индикаторов и сигнализаторов в зоне П. д., затеняемой ручкой управления или штурвалом.

На П. д. самолётов 30‑х гг. было от 5 до 10 приборов. В период Второй мировой войны на истребителях устанавливалось до 20 индикаторов. В 60—70‑е гг. число индикаторов и сигнализаторов возросло до 50, а к началу 80‑х гг. на некоторых самолётах до 150. Число приборов на П. д. сокращается при использовании экранных индикаторов.

См. рис. к статье Кабина экипажа.

М. И. Юровицкий.

приборная скорость — скорость летательного аппарата, которую показывает в полёте бортовой прибор-указатель, если принцип его работы основан на измерении разности давлений в динамической и статической камерах приёмника воздушных давлений (приёмник воздушного давления). Реальная система приёмник воздушного давления, в отличие от «идеальной», не индицирует непосредственно значение индикаторной земной скорости V{{a}} (см. Индикаторная скорость) вследствие неидеальности приёмника давлений, нахождения его в возмущённом летательным аппаратом воздушном потоке, инерционности воздухопроводов, связывающих приёмник воздушного давления с указателем, и неиндивидуальной градуировки шкалы указателя. Для определения V{{ia}} в индицируемую указателем скорость V_yк необходимо ввести поправки: {{δ}}V_a — аэродинамическую, учитывающую погрешности, вносимые как летательным аппаратом, так и самим приёмником воздушного давления в измерения полного и статического давлений, она определяется в ходе лётно-конструкторских (заводских) испытаний каждого нового летательного аппарата:{{δ}}V_зaп — на запаздывание передачи давления по воздухопроводу из статической (а иногда и динамической) камеры приёмника воздушного давления в корпус прибора-указателя; {{δ}}V_инстр — инструментальную, учитывающую то, что градуировка шкал указателей скорости при массовом их производстве осуществляется по осреднённым для всей партии характеристикам манометрических и анероидных коробок. Расчёт индикаторной земной скорости V{{iz}}, индикаторной скорости V_i и воздушной скорости V осуществляется по формулам: V{{₁₃}}  =  V_pr +  {{δ}}V_a + {{δ}}V_зап; V₁  =  V{{₁₃}} + {{δ}}V_сж; V  =  V₁/{{∆}}^1/2, где V_pr  =  V_ук + {{δ}}V_инстр — скорость летательного аппарата, регистрируемая бортовой системой измерений; {{δ}}V_сж =  V_i-V{{iз}} — поправка на сжимаемость воздуха;

{{∆}}  =  Q_H/Q_c  =  P_HT_c/p_cT_H

— относительная плотность воздуха на высоте полета; Q_H, р_н, Т_н — плотность, атмосферное давление и температура воздуха на высоте полёта; Q_c, p_с, Т_с — то же на нулевой высоте в стандартных земных условиях (см. Международная стандартная атмосфера).

И. М. Пашковский.

приведённая скорость течения — безразмерная величина {{λ}}, равная отношению скорости газа V к критической скорости течения a_*: {{λ}}  =  V/a_*. Используется при анализе движения идеального совершенного газа. Для адиабатического течения П. с. изменяется на конечном интервале 0≤{{λ}}≤{{λ}}_max  =  [({{γ}} + l)/({{γ}}-l)]^1/2, где {{γ}} — показатель адиабаты, и связана с местным Маха числом М и максимальной скоростью Vmax формулами

{{формула}}

получаемыми на основе Бернулли уравнения. Величины {{λ}} и М одновременно принимают значение, равное 1, поэтому для дозвуковых течений {{λ}} < 1, а для сверхзвуковых {{λ}} > 1.

приведенные параметры двигателя — параметры газотурбинного двигателя, приведённые к стандартным атмосферным условиям с использованием формул приведения. При испытаниях авиационных газотурбинных жвигателей значения параметров внешней среды (давление, температура и влажность) отличаются от их стандартных значений, соответствующих заданным условиям полёта (высота H и Маха число полёта М{{_∞}}). Поэтому полученные в этих испытаниях значения основных параметров двигателя приводятся к стандартным атмосферным условиям. На земле им соответствуют температура воздуха {{ГЯ()}}  =  288,16 К, давление {{р//0}}  =  101325 Па, влажность d₀  =  0. Сравнение параметров газотурбинных двигателей, определённых в атмосферных условиях, отличных от стандартных, производится с использованием формул приведения, которые имеют следующий вид: приведённая частота вращения

{{формула}}

приведённая тяга (мощность)

{{формула}}

где р^*_вх и T^*_вх — полные давление и температура воздушного потока перед компрессором двигателя;

приведённый расход топлива

{{формула}}

приведённый расход воздуха

{{формула}}

приведённый удельный расход топлива

{{формула}}

приведённая температура рабочего тела в j-м сечении проточной части двигателя

{{формула}}

приведённое давление рабочего тела в /-м сечении проточной части

{{формула}}

Формулы приведения параметров газотурбинных двигателей к стандартным условиям широко применяются в практике стендовых испытаний двигателей, а также при анализе результатов лётных испытаний. Они получены на основе безразмерных соотношений, определяющих необходимые и достаточные условия подобия в газотурбинных двигателях (исключая процессы в камерах сгорания) в предположении, что возможное влияние изменения атмосферных условий на геометрические характеристики проточной части, на свойства рабочего тела и Рейнольдса числа Re в элементах двигателя не сопровождается заметным отличием характеристик элементов в условиях испытаний и при стандартных атмосферных условиях.

Практика испытаний авиационных двигателей показала, что допущения, принятые при выводе формул приведения, недостаточно обоснованы и в ряде случаев приводят к значительным погрешностям. В результате многочисленных исследований влияния изменения атмосферных условий (температуры, влажности атмосферного воздуха), числа Re на характеристики газотурбинных двигателей обычные формулы приведения основных параметров двигателя к стандартным атмосферным условиям были уточнены с помощью коэффициентов. Уточняющие коэффициенты к формулам приведения определяются расчётным, экспериментальным и статистическим методами.

В. О. Боровик, Б. Ш. Ланда.

привязной аэростат — аэростат, поднимающийся на удерживающем его привязном тросе, нижний конец которого закреплён на лебёдке. П. а. применяются для подъёма с экипажем и без экипажа. П. а. с экипажем, поднимаемые на высоту до 2 км при скорости ветра до 23—25 м/с, применялись для наблюдения за полем боя, обнаружения целей, корректировки огня, обучения и тренировки парашютистов и как обзорные вышки. П. а. без экипажа используются для исследовательских целей, в качестве средств связи, для защиты от налётов авиации (аэростаты заграждения) и других целей. Подъёмы П. а. для исследовательских целей и как средств связи обычно проводятся на высоте до 2—5 км при скоростях ветра до 35—40 м/с. Для подъёма выше 5 км применяются системы из двух или трёх последовательно соединяемых аэростатов (системы тандем и триплет), что позволяет достигать высоты 8—10 км при скоростях ветра до 22—23 м/с. Объём П. а. — от нескольких м³ до 12 тысяч м³.

Изменяя длину троса при помощи лебёдки, можно регулировать высоту подъёма П. а., а также перемещать его в горизонтальной плоскости. Для закрепления П. а. на земле оборудуется площадка и применяются специальные устройства. П. а. включает наполненный подъёмным газом (водородом, гелием) обтекаемый корпус (оболочку), кормовое оперение, обеспечивающее устойчивость и аэродинамическую подъёмную силу (змейковый эффект), устройства крепления к корпусу гондолы с экипажем или специальной аппаратуры и устройства крепления корпуса к привязному тросу. Неизменность формы и жёсткость корпуса П. а. обеспечиваются путём наполнения воздухом баллонета, расположенного в нижней части оболочки, либо посредством системы из резиновых стяжек. Баллонет и пневматические стабилизаторы наполняются встречным воздушн потоком (через улавливатели) или при помощи вентиляторов, работающих от бортовой энергосистемы.

Привязной трос изготавливается из высокопрочных стальных проволок или синтетических нитей. При использовании П. а. в качестве антенн трос имеет наружную медную оплётку. Для телефонной связи и электропитания бортовых систем применяют привязные кабель-тросы с токопроводящей центральной жилой.

Лебёдки, используемые для подъёма П. а., могут устанавливаться на автомобилях, судах и специальных стационарных устройствах. Для П. а. с объёмом до 100 м³ применяют лебёдки с ручным или моторным приводом, а при больших объёмах — только с приводом от специальных двигателей или двигателей автомобилей.

С конца 60‑х гг. во Франции и США разрабатываются стратосферные П. а. для подъёма на высоту 13 км и более с научной аппаратурой. Для этих П. а. применяются оболочки так называемой оптимальной (естественной) формы, используемые для автоматических аэростатов (см. Свободный аэростат), изготавливаемые из плёночных каркасированных материалов. Подъём проводится на тросах из стеклонитей со специальным защитным покрытием, из нитей нейлона и других материалов. В 1971 французский стратосферный П. а. был поднят на высоту 18 км с полезным грузом массой 60 кг и находился на этой высоте 6 ч. Подъём таких П. а. проводится при особо благоприятных атмосферных условиях.

См. рис. к статье Аэростат.

Р. В. Пятышев.

приемистость двигателя — процесс быстрого увеличения тяги (мощности) двигателя путём повышения расхода топлива при резком перемещении рычага управления, оцениваемый временем от начала перемещения рычага управления до момента достижения тяги (мощности), равной 95% её значения на конечном режиме. Исходными режимами при П. д. обычно являются режимы земного и полётного малого газа, конечными — максимальный бесфорсажный режим и режим полного форсирования, а также режимы, специфичные для двигателя конкретного летательного аппарата (см. также Режим работы двигателя). В соответствии с Нормами лётной годности самолётов гражданской авиации время П. д. от малого газа до максимального (взлётного) режима в стандартных атмосферных условиях на уровне моря должно быть не более 5 с. Это время назначается из условия обеспечения безопасного ухода летательного аппарата на второй круг при неудавшейся посадке. Определенные требования предъявляются к линейности изменения тяги (мощности) и т. п. Изменение времени П. д. по высоте, скорости полёта и температуре атмосферного воздуха существенно зависит от динамических свойств двигателя, программы регулирования подачи топлива, изменения положения регулирующих устройств в элементах двигателя. Для программ регулирования двигателя, подчинённых законам подобия, характерно увеличение времени П. д. при возрастании высоты, уменьшении скорости полёта и повышении температуры атмосферного воздуха.

На практике под П. д. нередко понимают способность двигателя быстро изменять свой режим работы.

Лит.: Сосунов В. А., Литвинов Ю. А., Неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей, М., 1975.

Ю. А. Литвинов.

приемник воздушных давлений (ПВД) — приёмник давлений, устанавливаемый на наружной поверхности летательного аппарата и служащий для восприятия полного и статического давлений, используемых для измерения скорости и высоты полёта летательного аппарата. Представляет собой цилиндр (диаметр 20—25 мм, длина около 300 мм; ось направлена вдоль потока) с оживальной головной частью, на прямом срезе которой расположено отверстие, воспринимающее полное давление набегающего потока. На расстоянии 160—250 мм от среза размещается приёмник статического давления в виде системы отверстий, расположенных группами сверху и снизу на боковой поверхности приёмник воздушного давления и объединённых кольцевой осреднительной камерой (для уменьшения чувствительности приёмника к изменению ориентации ПВД по отношению к набегающему потоку). Для передачи давлений к чувствительным элементам служат специальные трубопроводы.

приемники давлений, насадки аэродинамические, — устройства для восприятия давлений (в том числе полного и статического) газового потока, передачи их к измерительным преобразователям для измерения значений и определения по ним скорости (Маха числа) потока относительно летательного аппарата (его модели). Многообразные П. д. отличаются геометрическими, конструктивными и функциональными признаками. Простейшими из них являются Пито трубка, отверстия в стенке (дренажные отверстия) и другие. На летательных аппаратах для измерения скорости и высоты полёта широко используются приёмники воздушных давлений. Особый класс составляют П. д., используемые в аэродинамическом эксперименте. Наиболее типичными из них являются шеститочечный (полусферический) приёмник Центрального аэрогидродинамического института для измерений в дозвуковом потоке и конический — в сверхзвуковом (см. рис.). По разности давлений в точках 1, 3 и 4, 5 судят о значениях углов, образуемых вектором скорости потока с осью приёмника. Таким же образом определяется направление скорости сверхзвукового потока коническим приёмником. При этом скорость (число Маха) определяется по отношению средний давления в точках 1, 3, 4 и 5 к полному давлению за прямым скачком уплотнения.

Лит.: Петунин А. Н., Методы и техника измерений параметров газового потока, М., 1972.

Приёмники давлений: а—для измерений на дозвуковых скоростях; б — для измерений на сверхзвуковых скоростях.

приземление — см. в статье Посадка.

присоединенная маасса — величина с размерностью массы, которая прибавляется к массе тела, неравномерно движущегося в жидкости (газе), для учёта воздействия жидкости на это тело. Если тело движется поступательно в идеальной жидкости с переменный скоростью V(t), то, несмотря на отсутствие трения, на него действует сила сопротивления аэродинамического X. Причина её появления состоит в том, что тело вовлекает в движение окружающую жидкость и сообщает ей некоторую кинетическую энергию Т; например, для сферы радиуса а: T  =  {{λ}}V²/2, где {{λ}}  =  2{{πρ}}a³/3, {{ρ}} — плотность жидкости. Приращение кинетической энергии жидкости происходит за счёт работы тела против силы сопротивления, следовательно, Х  =  (l/V)dT/dt  =  -{{λ}}dV/dt. Для сферы массы m, движущейся под действием силы F, второй закон механики принимает вид (m + {{λ}})dV/dt  =  F. Таким образом, величина {{λ}} характеризует как бы дополнительную инерционность сферы при её движении в жидкости; поэтому {{λ}} и называют П. м.

Аналогичным образом можно вычислить П. м. и в общем случае произвольного тела, но в этом случае она будет тензорной величиной, характеризующей кажущееся увеличение массы, моментов инерции, статических и центробежных моментов тела в жидкости по сравнению с их значениями в вакууме. По порядку величины П. м. равна массе жидкости (газа) в объёме тела, и при движении самолёта или ракеты в воздухе она мала по сравнению с их массой, и её можно не учитывать. Но в ряде случаев, например, при полёте дирижабля или движении крыла под водой с переменной скоростью, ударе о воду и др., П. м. имеет существенное значение. В связи с этим разработаны и используются экспериментальные методы определения П. м.

Лит.: Лэмб Г., Гидродинамика, пер. с англ., М.—Л., 1947; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. Н. Голубкин.

прицел авиационный — устройство для прицеливания при стрельбе из авиационного пулемётно-пушечного оружия, при пуске неуправляемых ракет, при бомбометании. Основные блоки П. — визирное устройство, вычислитель, блок связи с пилотажными датчиками, пульт ввода данных и управления, прицельный индикатор. При совмещении визира и прицельного индикатора в некоторых конструкциях П. прицельные данные отображаются в поле зрения визира.

Визирное устройство определяет координаты цели относительно положения летательного аппарат и выдаёт эти данные в вычислитель. В вычислитель вводятся также данные датчиков параметров полёта — высоты, скорости, углов наклона траектории, атаки и скольжения и т. п. Вручную с помощью пульта ввода данных вводятся баллистические характеристики оружия. Вычислитель вырабатывает угловые поправки стрельбы — углы упреждения, которые отображаются на прицельном индикаторе или выдаются на автопилот. Задачей лётчика или автопилота является такое управление летательным аппаратом, при котором направление вектора его скорости совпадает с вычисленным направлением стрельбы относительно цели.

В период Великой Отечественной войны и в послевоенные годы в СССР были созданы серии П. с различной степенью автоматизации решения прицельных задач, в том числе ОПБ — оптический П. бомбометания и АСП — авиационные стрелковые П. Внедрение П. на боевых летательных аппаратах существенно повысило точность и боевую эффективность применения авиационного оружия по сравнению с точностью и эффективностью, которые обеспечивались простейшими механическими и оптическими коллиматорными прицельными устройствами довоенного периода. С появлением в авиации вычислительной техники П. стали заменяться прицельно-навигационными системами.

A. Г. Зайцев.

прицельно-навигационная система — система, предназначенная для комплексного решения задач навигации и применения оружия. Решение двух задач в одной системе вызвано общностью математического аппарата, сложным взаимодействием алгоритмов и использованием одних и тех же датчиков информации. Данные о положении летательного аппарата в пространстве, о векторах скорости и ускорения, об угловых положениях используются при решении задач применения оружия в баллистических алгоритмах, алгоритмах прицеливания, наведения летательного аппарата в точку пуска оружия, управления визирным устройством (визиром). Данные визирного устройства об относительных координатах наземных ориентиров используются для коррекции навигационных данных на маршруте полёта.

В состав П.-н. с. входят (см. рис.) визирные устройства 1, индикаторы 2—4, отображающие соответственно прицельно-пилотажную, обзорную и навигационную информацию, пульты 5 ввода предполетной оперативной информации, вычислительная система 6, объединяющая все устройства в единую систему, навигационные датчики — инерциальная навигационная система 9, система 10 воздушных сигналов, радиовысотомер 11 и другие датчики, блок 12 целеуказания.

Визирные устройства обеспечивают обзор воздушного или наземного пространства, обнаружение и распознавание цели, сопровождение одной или нескольких целей по углам и дальности, подсвет цели или наведение управляемого оружия. Информация от визирных устройств поступает на вычислительную систему, на систему индикации и в виде сигналов целеуказания в бортовую систему оружия. Индикаторы объединяются в систему отображения информации. На прицельно-пилотажном индикаторе, имеющем полупрозрачное стекло, отображаются данные о цели (дальность, скорость сближения), условия прицеливания (подвижные метки, разрешённая дальность пуска), пилотажно-навигационные данные (высота, скорость, курс летательного аппарата). Прицеливание осуществляется путём совмещения подвижной прицельной метки с целью, наблюдаемой через полупрозрачное стекло и фонарь кабины. Обзорная информация (радиолокационная, телевизионная, тепловизионная) отображается на обзорно-прицельном индикаторе, на который могут быть выведены пилотажно-навигационные и прицельные данные. Навигационный индикатор отображает карту местности, положение летательного аппарата над местностью, направление полёта, взаимное расположение летательных аппаратов в группе, размещение зон противовоздушной обороны противника. Навигационные датчики определяют положение летательного аппарата в пространстве, значения и направление скорости и ускорения, угловое положение осей летательного аппарата. На самолётах-истребителях, особенно перехватчиках, при выполнении боевой задачи наличие навигационной информации (в частности, карты местности) несущественно, и устройства её отображения из П.-н. с. исключают, а такие «упрощённые» П.-н. с. называют обзорно-прицельными системами.

Центральным элементом П.-н. с. является вычислительная система, которая управляет режимами работы всех устройств (общий диспетчер), ведёт обмен информацией с датчиками, пультами и системами индикации, осуществляет комплексную обработку информации от различных датчиков, формирует данные для системы индикации, вычисляет прицельные и навигационные данные, зоны применения оружия и сигналы программного управления визирными устройствами, вырабатывает сигналы целеуказания оружию, команды управления траекторией летательного аппарата в соответствии с принятыми законами наведения и команды сброса оружия, контролирует состояние всех устройств системы, включает и выключает резервные устройства. П.-н. с. сопрягается с пилотажной системой 7 при управлении траекторией летательного аппарата на маршруте и атаке цели, с системой 8 подготовки и пуска оружия, с бортовыми системами 13 оружия.

П.-н. с. пришли на смену авиационным прицелам, что позволило расширить условия применения боевой авиации, автоматизировать процессы управления и повысить навигационную и прицельную точность доставки оружия. П.-н. с. совместно с пилотажной системой и системой пуска оружия обеспечила стрельбу, бомбометание, пуск, управляемого оружия на произвольных криволинейных траекториях полёта. Появилась возможность маневрирования летательного аппарата после пуска оружия с одновременным сопровождением и подсветом цели радиолокационным или лазерным лучом.

Дальнейшее развитие методов и средств построения бортовых систем на основе высокопроизводительной вычислительной техники и мультиплексных каналов обмена информацией позволило перейти к созданию так называемых интегральных бортовых систем (см. Интеграция бортового оборудования), в которых объединяются задачи навигации, пилотирования, применения оружия, преодоления противовоздушной обороны, управления действиями .боевой группы, контроля бортовых устройств и др.

А. Г. Зайцев.

Структурная схема прицельно-навигационной системы.

пробег — замедляющееся движение самолёта по взлётно-посадочной полосе до полной остановки после приземления или принятия пилотом решения о прекращении разбега на взлёте. Дистанция П. приземлившегося самолёта является одной из основных составляющих, определяющих потребную для посадки длину взлётно-посадочной полосы. При длине взлётно-посадочной полосы, ненамного превышающей минимально потребную для посадки, П. осуществляется с максимальным использованием всех средств торможения. К этим средствам, кроме тормозов колёс шасси, относятся реверсивные устройства двигателей, интерцепторы, увеличивающие сопротивление самолёта и уменьшающие значение подъёмной силы при П. Иногда для сокращения дистанции П. используют тормозные парашюты. Наиболее эффективным способом сокращения длины П. является уменьшение посадочной скорости. На авианесущих кораблях для сокращения дистанции П. применяют аэрофинишёры, а для предотвращения выбега самолёта с взлётно-посадочной полосы (посадочной палубы) в её торце часто устанавливают аварийный барьер.

проводка управления самолётом — система механических элементов (труб, качалок и т. п.), передающих усилия и перемещения от рычагов управления к рулям управления. По виду возникающих в П. у. напряжений различаются: жёсткая проводка, работающая на растяжение и сжатие (пуш-пульные тяги); гибкая (мягкая) проводка, работающая только на растяжение; вращательная проводка, работающая только на кручение, и смешанная проводка, включающая элементы различных типов проводки.

Жёсткая П. у. (рис. 1) в основном состоит из тонкостенных труб круглого сечения, которые шарнирно подвешены на рычагах-качалках. Тяги могут быть с изменяемой или фиксированной длиной. У тяг с изменяемой длиной один или оба наконечника сделаны регулируемыми. Для повышения надёжности жёсткую П. у. иногда дублируют в виде разнесённых по разным бортам ветвей. В П. у. могут устанавливаться компенсаторы линейных деформаций конструкции самолёта.

Гибкая П. у. (рис. 2) состоит из прямой и возвратной ветвей. В ней обычно используются особо гибкие нераскручивающиеся тросы, но могут применяться также металлические ленты и проволока. Концы тросов заделываются в наконечники. Соединение двух сопряженных концов тросов и натяжение проводки обеспечивается тандерами. Для изменения направления тросовой П. у. служат устанавливаемые на кронштейнах ролики с ограничителями, предотвращающими сход тросов с роликов. Постоянство натяжения тросовой П. у. при температурных изменениях окружающей среды обеспечивается регуляторами натяжения. Для повышения надёжности ветви тросовой П. у. могут дублироваться.

Во вращательной П. у. возвратно-поступательные движение рычагов управления преобразуется шариковыми преобразователями в реверсивное вращательное движение тяг-валов, а оно, также с помощью шариковых преобразователей, обеспечивает соответствующее отклонение рулей управления. Компенсация линейных деформаций обеспечивается шлицевыми соединениями.

В П. у. могут входить механизмы имитации аэродинамических нагрузок, исполнительные механизмы систем улучшения характеристик устойчивости и управляемости и другие. На самолётах с герметичными кабинами с целью снижения потерь давления в местах прохода П. у. через герметичные перегородки устанавливаются гермовыводы.

П. у. вертолётом в общем аналогична описанной выше.

См. также Электродистанционная система управления.

Г. И. Румянцев.

Рис. 1. Жёсткая проводка управления (при одном рабочем месте пилота): 1 — педали управления рулём направления; 2 — ручка управления рулём высоты и элеронами; 3 — руль высоты; 4 — руль направления; 5 — тяга управления рулём направления; 6 — тяга управления рулём высоты; 7 — элерон; 8 — качалка; 9 — тяга управления элероном.

Рис. 2. Тросовая проводка управления (при двух рабочих местах пилотов): 1 — педали управления рулём направления; 2 — штурвал управления рулём высоты и элеронами; 3 — тросовая проводка управления рулём направления; 4 — руль направления; 5 — руль высоты; 6 — направляющий ролик; 7 — барабан; 8 — элерон; 9 — сдвоенная тросовая проводка управления элероном; 10 — рулевые машинки автопилота; 11 — сдвоенная тросовая проводка управления рулём высоты.

прогноз погоды (от греческого pr{{ó}}gn{{o}}sis — предвидение, предсказание) — научно обоснованное предположение о предстоящих изменениях погоды, составленное на основе анализа развития крупномасштабных атмосферных процессов (синоптических процессов) и знаний о законах развития этих процессов во времени и пространстве. При метеорологическом обеспечении полётов летательных аппаратов составляются авиационные П. п. по аэродрому, району аэродрома, воздушным трассам, местным воздушным линиям и районам полётов. В зависимости от вида авиационных П. п. в них даются характеристики облачности (количество, форма, высота нижней и верхней границ), осадков, видимости, ветра (направление и скорость) и температуры воздуха на различных высотах, высота изотермы 0{{°}}С, высота тропопаузы, закрытие облаками гор и искусственных препятствий, а также указываются опасные явления — сильная атмосферная турбулентность (в облаках или при ясном небе), возможность сильного, умеренного или слабого обледенения (в облаках, осадках) и другое. П. п. оформляются в виде текстовых сообщений, в табл., либо наносятся на карты погоды и в такой форме передаются потребителям.

программное управление — управление состоянием объекта по заранее заданной программе. П. у. летательным аппаратом реализует пространственно-временной график его полёта, предусматривающий прохождение летательного аппарата через определенные точки пространства в заданные моменты времени. П. у. реализуется системами управления самолётов и ракет некоторых классов путём ввода в память бортовой вычислительной машины летательного аппарата соответствующего полётного задания.

продолженный взлет — взлёт многодвигательного самолёта с отказом двигателя (в том числе двигателя критического) в процессе взлёта. П. в. протекает как нормальный взлёт до момента отказа двигателя, после чего взлёт продолжается и завершается с отказавшим двигателем. Выполнение П. в. не требует применения особых методов пилотирования.

продолжительность полета — время нахождения летательного аппарата в воздухе (время от отрыва летательного аппарата от взлётно-посадочной полосы или какой-либо другой опорной поверхности до касания взлётно-посадочной полосы или другой поверхности). Как летно-техническая характеристика летательного аппарата располагаемая П. п. определяется для стандартных атмосферных условий (см. Международная стандартная атмосфера) при заданных аэронавигационном запасе топлива, полном запасе топлива и взлётном весе и зависит от принятых режимов набора высоты и снижения, но в основном от высоты и скорости (Маха числа) горизонтального полёта. Наибольшая П. п. достигается при выдерживании наивыгоднейших режимов, при которых минимален часовой расход топлива. Значение располагаемой П. п. летательного аппарата существенно для таких его применений, как наблюдение различных явлений и объектов, ретрансляция телепередач, патрулирование и т. п.

продольная управляемость летательного аппарата — способность летательного аппарата изменять параметры продольного движения по команде лётчика. Количественные характеристики П. у. определяют в виде отношения управляющего воздействия лётчика к реакции самолёта на это воздействие. При этом в качестве параметров, связанных с воздействием лётчика, используют усилие P_в на ручке управления (штурвале) рулём высоты (элевонами, стабилизатором, дестабилизатором) и её перемещение Х_в, а реакцию самолёта на команды лётчика в продольном движении характеризуют изменением скорости полёта V, Маха числа полёта М{{_∞}}, нормальной перегрузки n_у, скорости тангажа, угла атаки.

К статическим характеристикам П. у. при переходе от одного установившегося режима полёта к другому относят, например, коэффициент расхода ручки управления и усилия на ней на перегрузку Xⁿ  =  dХ_в/dn_y, Pⁿ  =  dP_в/dn_y; коэффициент расхода ручки управления и усилия на ней на скорость, при постоянной перегрузке: Х_n  =  dХ_в/dV, P_в  =  dP_в/dV  =  dP_в/dX_в)X_в.

Для оценки П. у. при выполнении манёвров вблизи границы области эксплуатационных режимов полёта используют, например, усилия на ручке управления, которые необходимо приложить для вывода самолёта на максимальную перегрузку n_y mах или предельно допустимый угол атаки {{α}}_доп, соответствующий допустимому значению коэффициента подъёмной силы c_y доп (при М{{_∞}}  =  const )-{{Prynax Л^дош}} усилия на ручке при минимальной и максимальной скоростях полёта из условий балансировки на крейсерских режимах полёта

{{^Vmlii' PVOUV ^Mmax}}

К характеристикам П. у. относят также усилия на рычагах управления, необходимые для поддержания исходной скорости полёта при максимальном изменении тяги двигателей, при выпуске и уборке воздушных тормозов.

Мерой П. у. (мерой качества «хождения» самолёта за ручкой управления) могут служить некоторые характеристики продольной устойчивости, например, время срабатывания (время, за которое перегрузка впервые достигает значения, которое установится в новом стационарном режиме), заброс по перегрузке.

Лит.: Остославский И. В., Калачев Г. С., Продольная устойчивость и управляемость самолета, М., 1951.

В. И. Кобзев.

продольная устойчивость летательного аппарата — способность летательного аппарата (в том числе летательного аппарата с системой улучшения устойчивости и управляемости) восстанавливать без вмешательства лётчика исходный режим продольного движения после прекращения действия возмущения. П. у. позволяет осуществлять быстрый переход на новый режим полёта (в частности, изменение балансировки) и его выдерживание при приемлемых для лётчика усилиях для отклонения органов управления. Аэродинамически П. у. может быть обеспечена в том случае, если при отклонении параметров продольного движения от заданных продольный аэродинамический момент меняется таким образом, чтобы парировать действие возмущающего момента (см. Аэродинамическое демпфирование, Статическая устойчивость). П. у. может быть оценена при анализе уравнений продольного движения; её количественной характеристикой является степень устойчивости.

Во многих случаях возмущенное продольное движение можно разделить на два существенно различающихся временными характеристиками переходных процессов движения: короткопериодическое, связанное с изменением перегрузки (угла атаки), и длиннопериодическое — с изменением скорости (высоты полёта, угла наклона траектории). Соответственно различают (ручка управления считается фиксированной) степень продольной статической устойчивости по перегрузке {{σ}}_n и степень продольной статической устойчивости по скорости {{σ}}_v. При {{σ}}_n < 0, {{σ}}_v < 0 летательный аппарат устойчив в продольном движении. Однако это условие необходимо, но недостаточно. Полная оценка П. у. летательного аппарата может быть получена путём анализа корней линеаризованного характеристического уравнения продольного движения.

Характеристики П. у. оказывают существенное влияние на оценку самолёта лётчиком (см. Лётчик) и безопасность полёта. Каждый самолёт должен удовлетворять действующим требованиям к затуханию колебаний и времени срабатывания при малом забросе по нормальной перегрузке (см. Заброс по перегрузке). Характеристики самолёта в длиннопериодическом движении оказывают относительно слабое влияние на оценку самолёта лётчиком. Например, к эксплуатации допускаются самолёты, имеющие как нейтральность в длиннопериодическом движении (при периоде колебаний более 20 с), так и неустойчивость (при периодах более 30 с, если при этом время удвоения амплитуды составляет не менее 60 с). При наличии системы автоматического управления рассматривают устойчивость стабилизации высоты, скорости полёта и т. д.

Для обеспечения П. у. и предотвращения расходящихся (нарастающих во времени) колебаний, возбуждаемых лётчиком при решении задачи точной стабилизации самолёта по тангажу, наряду с перечисленными показателями, необходимо выполнение определенных требований к системе управления самолёта. Такие требования формулируют в виде запаса устойчивости разомкнутой системы самолёт — лётчик по фазе ( {{∆φ}}  =  30{{°}}—50{{°}}) на частоте среза и задания допустимого уровня неравномерности ({{∆}}A  =  2—3 дБ) логарифмической амплитудной частотной характеристики замкнутой системы самолёт — лётчик в рабочей полосе частот.

Лит.: Пашковский И. М., Устойчивость и управляемость самолета, М., 1975; Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения, М., 1979.

В. И. Кобзев.

продольное движение летательного аппарата — движение летательного аппарата, при котором его плоскость симметрии находится в одной и той же вертикальной плоскости. При этом аэродинамическая боковая сила Z_a, моменты крена и рыскания М_x и М_y (см. Аэродинамические силы и моменты), углы скольжения и крена {{β}} и {{γ}}, скорости крена и рыскания {{ω}}_x и {{ω}}_y равны нулю и соответствующие уравнения движения летательного аппарата обращаются в тождества и исключаются из рассмотрения.

Уравнения П. д. относительно плоской невращающейся Земли имеют вид:

{{формулы}}

где m — масса летательного аппарата, V — скорость, g — ускорение свободного падения, {{θ}} — угол наклона траектории, Р — тяга двигателей, {{φ}} угол заклинения тяги, {{α}} — угол атаки, H — высота, L — дальность полёта, Х_а — сила лобового сопротивления, Y_a — аэродинамическая подъёмная сила, М_z — момент тангажа, I_z — момент инерции относительно поперечной оси OZ (см. Система координат летательного аппарата), {{υ}} — угол тангажа, {{ω}}_z — скорость тангажа. При этом {{α}} можно выразить через {{υ}} и {{θ}} ({{α}}  =  {{υ}}-{{θ}}), а уравнение для {{α}} удобно записать в виде

{{формула}}

исключая из рассмотрения {{υ}}.

Следует отметить, что выписанные уравнения П. д. приближённо справедливы и в том случае, когда перечисленные выше параметры бокового движения малы. Можно убедиться, что если эти параметры имеют порядок малости {{ε}}, то влияние бокового движения на П. д. выразится членами, пропорциональными {{ε}}².

Уравнения П. д. могут быть использованы для определения стационарных режимов полёта. Полагая

{{формула}}

можно получить соотношения: X_а  =  Рcos({{α}}  +  {{φ}})-mgsin{{θ}}; Y_a  =  -Psin({{α}}  +  {{φ}}) + mgcos{{θ}}; M_z  =  0; {{φ}}_z  =  0. Если задать отклонение руля высоты {{δ}}_в, то из условий M_z  =  0, d{{α}}/dt  =  0 с учётом {{ω}}_x  =  0 можно определить балансировочный угол атаки {{α}} (см. Балансировка летательного аппарата): m_x({{α}}{{_б}}, {{δ}}_в)  =  0, где m_z — коэффициент момента тангажа (см. Аэродинамические коэффициенты). Далее при заданном значении H и заданной (см. Характеристики двигателя) зависимости P(V, H, {{α}}) можно определить квазистационарные значения V и {{θ}} или, задавая условие горизонтального полёта {{θ}}  =  0, найти стационарные значения V и H.

Уравнения П. д. используются для анализа продольных устойчивости и управляемости. Для этого необходимо рассмотреть возмущённое движение летательного аппарата. Если летательный аппарат находятся в состоянии, близком к стационарному горизонтальному полёту с параметрами {{θ}}_ст  =  0; {{ω}}{{кг}}  =  0; {{α}}_ст  =  {{α}}{{в}}; H_ст V_ст; {{δ}}_в ст то в возмущенном движении кинематические параметры можно выразить в виде: V  =  V_ст  +  {{∆}}V, {{θ}}  =  {{∆θ}}, H  =  H_ст  +  {{∆}}H, {{ω}}_z  =  {{∆ω}}_z, {{α}}  =  {{α}}{{_б}}  +  {{∆α}}, {{δ}}_в  =  {{δ}}_в ст  +  {{∆δ}}_в, где приращения {{∆}}V, {{∆θ}} и т. д. считаются достаточно малыми. Тогда, пренебрегая квадратами приращений и их произведениями, можно записать уравнения возмущения П. д. в виде:

{{формулы}}

(здесь {{Xva, р", М?,...}} — частные производные сил и моментов по величинам, стоящим в верхних индексах, и для упрощения принято {{α}}{{_б}}  +  {{φ}}  =  0). Полученная система уравнений является системой линейных дифференциальных уравнений с постоянными коэффициентами. Исследование решений этой системы при {{∆δ}}_в  =  0 позволяет определить продольную устойчивость при фиксированной ручке управления, исследование решений {{∆δ}}_в  =  {{∆δ}}_в(t) позволяет оценить характеристики продольной управляемости.

При исследовании характеристик автоматической системы управления значение {{∆δ}}_в задаётся в соответствии с выбранным законом управления как функция {{ω}}_z (демпфер тангажа), {{∆}}V, {{∆}}H, {{∆θ}}, {{∆α}}. Аналогичным образом исследуется влияние возмущений (например, ветровых) на движение летательного аппарата. Часто для упрощения возмущенное П. д. разделяется на короткопериодическое (угловое) — рассматриваются только {{∆α}} и {{∆ω}}_x, a {{∆}}V и {{∆}}H считаются равными нулю, и на длиннопериодическое (фугоидное) — рассматриваются отклонения {{∆}}V и {{∆}}H и {{∆θ}}, а отклонения {{∆α}}, {{∆ω}}_x определяются как функции от {{∆}}V и {{∆}}H из условий d{{ω}}_x/dt  =  0, d{{∆α}}/dt  =  0.

В. А. Ярошевский.

продольный набор — см. в статье Силовой набор.

проектирование летательного аппарата — процесс выбора параметров (геометрических, массовых и других) создаваемого летательного аппарата, его компоновки и определения характеристик — функциональных, экономических и других (см. рис.). Основная задача П. — найти параметры летательного аппарата, удовлетворяющие ограничениям, уравнениям существования (уравнения компоновки), обеспечивающие лётные и другие характеристики летательного аппарата которые отвечают заданным техническим требованиям. Силы, действующие на летательный аппарат, определяются его аэродинамикой, параметрами силовой установки, характеристиками аэроупругости и др. Эти силы, в свою очередь, накладывают требования на прочность летательного аппарата и ограничения на динамику (механику) полёта. В П. летательного аппарата существует ряд этапов: техническое предложение, эскизный проект, технический проект. См. также Автоматизация проектирования.

Основные параметры при проектировании самолёта: {{χ}} — угол стреловидности крыла; G_кн — масса коммерческой нагрузки; L — дальность полёта; и — высота полёта; {{θ}} — угол наклона траектории; I_p — длина разбега; a — себестоимость перевозок; Г — относительная циркуляция скорости; z, х — относительные координаты; с_y, с_x — аэродинамические коэффициенты подъёмной силы и сопротивления; {{α}} — угол атаки; Р —тяга силовой установки; М — Маха число полёта; с_в — удельный расход топлива; М — изгибающий момент крыла; {{σ}} — напряжение; {{ω}}{{_г}} — скорость тангажа; t — время.

производительность летательного аппарата. Различают рейсовую и часовую П. Рейсовая П. — произведение массы коммерческой нагрузки или числа пассажиров на дальность полёта (т-км или пассажиро-км) .Часовая П. — произведение тех же величин на рейсовую скорость полёта (т-км/ч или пассажиро-км/ч). П., соответствующая грузоподъёмности (пассажировместимости) летательного аппарата, называется располагаемой, а определённая для реальной загрузки летательного аппарата — фактической.

Прокофьев Георгий Алексеевич (1902—1939) — советский воздухоплаватель. В 1924—1927 работал в политуправлении Красной Армии. С 1927 помполит, а с 1930 командир воздухоплавательной части в Кунцеве (под Москвой). С 1932 принимал участие в строительстве стратостата «СССР-1», на котором вместе с К. Д. Годуновым и Э. К. Бирнбаумом 30 сентября 1933 совершил рекордный подъём на высоту 19 км. Награждён орденом Ленина. Портрет смотри на стр. 452.

Г. А. Прокофьев.

пропан, С₃Н₈, — насыщенный углеводород парафинового ряда. В стандартных условиях П. — газ без цвета и запаха, относится к пожаро- и взрывоопасным веществам. Молекулярная масса 44,097 кг/кмоль, температура плавления 85,47 К, температура кипения 231,08 К, критическая температура 369,82 К, критическое давление 42,64*10⁵ Па, плотность при температуре кипения 590,7 кг/м³, низшая теплота сгорания 46380 кДж/кг, теплота испарения 424,96 кДж/кг, стехиометрический коэффициент 15,67 кг воздуха/кг пропана, температура самовоспламенения 470{{°}}С, температура начала термического разложения 350—460{{°}}С. В авиации жидкий П. может найти применение в качестве хладагента в системах кондиционирования воздуха и охлаждения бортового оборудования. Возможное авиационное топливо.

пропеллер (английское propeller, от латинского propello — гоню, толкаю вперёд) — движитель, создающий при своём вращении тягу Р за счёт отбрасывания окружающей его среды. В аэро- и гидродинамических расчётах используется понятие идеального П., он создаёт за собой струю с постоянной по площади поперечного сечения скоростью (то есть предполагается, что отсутствует закручивание среды, а сама среда является невязкой и несжимаемой). Кпд реального П. не превосходит коэффициент полезного действия {{η}} идеального П., равного

{{формула}}

где PV  =  QV(V  +  u{{_∞}})u{{_∞}}S{{_∞}} — часть мощности, подводимой к П. и затрачиваемой на совершение полезной работы; E  =  1/2Q(V  +  u{{_∞}})u²{{_∞}}S{{_∞}} — часть мощности, затрачиваемой на возмущение среды (потери); Q — плотность среды, S{{_∞}} — площадь поперечного сечения струи на бесконечном удалении за П.; u{{_∞}} — скорость струи в сечении S{{_∞}}; V — поступательная скорость П. Частный случай П. — воздушный винт.

пропульсивная сила (от латинского propulsus — толкаемый вперёд, подгоняемый) несущего винта — составляющая равнодействующей аэродинамических сил несущего винта, направленная по скорости полёта. В горизонтальном полёте П. с. создают как наклоном оси винта вперёд, так и изменением направления равнодействующей при помощи автомата перекоса. Для продвижения вертолёта вперёд энергетически более выгодно использовать П. с., чем дополнительные воздушные винты типа самолётных. Однако достижения больших скоростей горизонтального полёта (более 400 км/ч) П. с. несущего винта не обеспечивает, и тогда требуются дополнительные воздушные винты, применённые уже на некоторых винтокрылых летательных аппаратах.

Проскура Георгий Фёдорович (1876—1958) — советский учёный в области гидромашиностроения, гидро- и аэродинамики, академик АН УССР (1929). Окончил Императорское техническое училище (1901). Ученик Н. Е. Жуковского. С 1904 преподавал в Харьковском технологическом институте (с 1911 профессор), где занимался также развитием авиационных специализаций и соответствующей экспериментальной базы, и в других вузах Харькова. В 1944—1954 директор Лаборатории проблем быстроходных машин и механизмов АН УССР. В статье «Теория пропеллерных турбин» (1922) впервые в СССР дал общую теорию осевых турбомашин. Опубликовал (1924) сборник статей по основам теории и практики парящего полёта. В 1924 авиационная секция Харьковского технологического института издала лекции П. «Теоретические основы авиации и воздухоплавания», в 1926 — «Воздушные винты». Консультировал разработку ряда самолётов, в том числе ХАИ-1. В начале 30‑х гг. в Харьковском авиационном институте под руководством П. начала работать группа по изучению реактивного движения, в 1940 прошла научная конференция по реактивной технике. После войны П. организовал в этом институте кафедру по новым типам двигателей летательных аппаратов. Государственная премия СССР (1943). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Экспериментальная гидроаэродинамика, ч. 1, М.—Л., 1933; Гидродинамика турбомашин, 2 изд., Киев, 1954.

Г. Ф. Проскура.

пространственная ориентировка лётчика — способность лётчика оценивать своё положение и положение летательного аппарата в пространстве относительно Земли.

П. о. л. осуществляется на основе взаимодействия информации, поступающей в центральную нервную систему от нескольких анализаторов: зрительного, статокинетического (вестибулярного), проприоцептивного от «датчиков» (в мышцах, суставах, сухожилиях) и интероцептивного (от внутренних органов). Поступающая в кору полушарий головного мозга информация обеспечивает отражение в сознании пространственных взаимоотношений лётчика с окружающим миром. Анализаторы человека (прежде всего вестибулярный) и их рецепторы («датчики») недостаточно совершенны для того, чтобы в полёте при действии угловых и линейных ускорений правильно информировать лётчика о положении в пространстве. В этих условиях, особенно при отсутствии или ограничении зрительной информации в темноте, сложных метеоусловиях, у лётчика возникают различные иллюзии пространственного положения, преодолению которых способствуют регулярные полёты. Важная психофизиологическая особенность П. о. л. — синтез непосредственной чувственной информации положения в пространстве, подверженной иллюзиям, и более надёжной опосредованной, приборной. Нарушениям (потере) П. о. л., кроме ряда объективных внешних факторов (сложные и необычные метеоусловия, отсутствие ориентиров, трудное полётное задание), способствуют также утомление лётчика, сонливое или перевозбуждённое состояние, алкогольная интоксикация, отвлечение от приборного контроля и попытка визуального пилотирования в сложных метеоусловиях, а также перерывы в лётной работе. Актуальность проблемы П. о. л. определяется тем, что среди причин лётных происшествий, особенно катастроф, нарушение (потеря) пространственной ориентировки занимает одно из первых мест.

Лит.: Комендантов Г. Л., Физиологические основы пространственной ориентировки, Л., 1956; Benson A. J., Spatial orientation. Spatial disorientation in flight, в кн.: Aviation medicine, v: 1, L., 1978.

А. А. Гюрджиан.

противовоздушная оборона (ПВО) — совокупность общегосударственных мероприятий и боевых действий войск (сил), проводимых в целях защиты административно-политических, промышленно-экономических центров и районов страны, группировок вооруженных сил, важных военных и других объектов от поражения с воздуха.

Возникновение и развитие ПВО связано с появлением и дальнейшим совершенствованием средств воздушного нападения (СВН). С начала Первой мировой войны для ведения воздушной разведки, корректирования артиллерийский огня и нанесения ударов с воздуха по войскам, объектам фронтового тыла и прифронтовым коммуникациям стали широко применяться авиация, аэростаты и дирижабли. Это обусловило создание специальных сил и средств, предназначавшихся для борьбы с СВН, появились самолёты-истребители. К концу войны истребительная авиация (ИА) составляла более 40% всей военной авиации и была наиболее эффективным средством борьбы с воздушным противником. В числе других средств ПВО нашли широкое применение зенитная артиллерия (ЗА), зенитные пулемёты, аэростаты заграждения, звукоулавливатели и зенитные прожекторы; была организована служба воздушного наблюдения, оповещения и связи (ВНОС), а также система управления силами и средствами ПВО. В 30‑х гг. в некоторых странах и в СССР для обнаружения воздушных целей стали разрабатываться и создаваться специальные радиотехнические средства, основанные на эффекте отражения электромагнитной энергии. В 1938 промышленностью СССР были выпущены первые образцы радиотехнических станций РУС-1 и РУС-2 для обнаружения самолётов, позднее появились радиолокационные станции типа «Редут» с дальностью обнаружения воздушных целей до 120 км при высоте их полёта около 7 км. Важным этапом в развитии ПВО явились 50‑е гг. Отличительная особенность этого этапа — интенсивное внедрение реактивных истребителей-перехватчиков с бортовыми радиолокационными прицелами и управляемыми ракетами класса «воздух — воздух», а также замена ЗА в обороне важных объектов первыми образцами зенитных управляемых ракет (ЗУР).

Одновременно с развитием средств ПВО совершенствовалась их организационная структура. Вместо отдельных подразделений, выполнявших задачи ПВО в Первой мировой войне, в 20‑х гг. стали формироваться полки и бригады ЗА и ИА, а с конца 30‑х гг. — дивизии и корпуса ПВО.

Современое развитие СВН значительно расширило возможности нанесения внезапных ударов с воздуха ядерным и обычным оружием по объектам и войскам на всей территории противника. Поэтому для отражения нападения (ударов) воздушного противника создаются развёрнутые системы ПВО, которые, как правило, включают систему разведки воздушного противника и оповещения о нём войск и объектов; систему зенитного ракетно-артиллерийский (ракетного) прикрытия; систему истребительного авиационного прикрытия; систему управления; организацию всех видов обеспечения боевых действий и др. Без надёжной ПВО немыслимы ни стратегическое развёртывание вооруженных сил с началом войны, ни успешное ведение ими операций и боевых действий, ни сохранение необходимого уровня экономики государства во время войны. Заблаговременно созданная система ПВО войск и объектов является в современных условиях одним из решающих стратегических факторов сохранения равновесия и сдерживания агрессивных намерений противника, способна оказывать существенное влияние на ход и исход войны.

Основными требованиями, предъявляемыми к современной ПВО, являются постоянная готовность к отражению внезапного нападения воздушного противника; устойчивость и живучесть в условиях применения современных средств поражения; активность, способность к ведению длительных и напряжённых боевых действий в различных условиях, в том числе при сильном радиоэлектронном подавлении; способность к уничтожению СВН противника во всём диапазоне высот и скоростей их полёта; обеспечение быстрого манёвра; гибкость, надёжность и устойчивость управления во всех звеньях с использованием АСУ и др.

К 90‑м гг. в СССР была создана единая система ПВО страны и Вооруженных Сил, включавшая Войска ПВО (самостоятельный вид вооруженных сил), Войска ПВО Сухопутных войск, ИА военно-воздушных сил и силы ПВО ВМФ. Основную огневую силу в системе ПВО составляли зенитные ракетные войска, имевшие на вооружении зенитные ракетные комплексы системы. Авиация ПВОн и ИА ВВС являлись основной манёвренной силой системы ПВО, способной уничтожать СВН противника на максимальных дальностях от обороняемых объектов и решать специальные задачи. Авиация ПВО, кроме самолётов-истребителей, имела на вооружении боевые вертолеты, транспортные и специальные (радиолокационного дозора и нападения, радиоэлектронной борьбы и др.) самолёты и вертолёты. Информацию о воздушном противнике поставляли радиотехнические войска имевшие на вооружении радиолокационные комплексы и радиолокационные станции. На вооружении соединений и частей Сухопутных войск и кораблей ВМФ имелись также зенитные артиллерийские и зенитные пулемётные установки, а на авианесущих кораблях — самолеты-истребители.

Существуют единые системы ПВО отдельных регионов, например, объединённая система ПВО НАТО, система ПВО Северо-американского континента (США и Канады).

В. В. Лозоевский.

противокоррозионная защита летательного аппарата — совокупность мероприятий с целью полного или частичного снижения активности факторов, способствующих развитию коррозии. К П. з. относятся нанесение покрытий постоянного действия, а также электрохимическая и химическая обработка металлических поверхностей летательного аппарата (см. также Покрытия металлов, Лакокрасочные материалы). В основном предусматривается П. з. от физико-химического воздействия атмосферы; для гидросамолётов, кроме того, — от воздействия морской воды, а для сельскохозяйственных летательных аппаратов — от воздействия ядохимикатов.

В конструкции по возможности исключается взаимовлияние двух металлов, способствующих развитию электрохимической коррозии, а места возможной концентрации влаги и отсеки герметизируются. Все металлические поверхности и детали внутри крыла, гондол, оперения и фюзеляжа (помимо декоративных слоев) покрываются грунтом или лаками. До сборки все детали анодируются (пассивируются, кадмируются и т. д.). У некоторых пассажирских самолётов все листы наружный обшивки имеют плакирующий (защитный) слой толщиной не менее 10 мкм. Вся наружная поверхность самолёта покрывается бесцветным лаком (несколько слоев горячей сушки), полируется и затем наносится слой краски.

Мероприятия по П. з. в процессе эксплуатации заключаются в восстановлении защитных и лакокрасочных покрытий, в удалении с металлических поверхностей очагов коррозии, биологических загрязнителей (микроорганизмы, плесень, грибок), пыли, загрязнений маслом и топливом.

При консервации П. з. предусматривает изоляцию летательного аппарата от внешней среды в герметичном плёночном чехле или в контейнере при пониженой относительной влажности воздуха (ниже 35%) с применением защитных покрытий, консерваторов и ингибиторов.

Ю. В. Макаров.

противолодочное оружие авиационное — боевые средства для поражения подводных лодок с использованием авиационных носителей. К П. о. относятся глубинные бомбы, морские мины, противолодочные торпеды (ракеты).

Авиационная глубинная бомба — боеприпас, состоящий из корпуса, обычного или ядерного заряда, гидростатического, контактного или неконтактного взрывателя. Масса бомбы 30—650 кг, скорость погружения 7—12 м/с. Траектория глубинной бомбы, оснащённой гидролокатором и контактным взрывателем, корректируется с наведением на подводную лодку. Масса такой бомбы более 150 кг, скорость погружения до 20 м/с. Глубинные авиационные бомбы поступили на вооружение в период Первой мировой войны, бомбы с ядерным зарядом — в конце 50‑х гг.

Авиационные морские мины — боеприпасы, создающие с помощью авиации взрывные заграждения морской коммуникаций, портов, морских объектов. Различают донные, якорные мины и мино-торпеды. Последние являются комбинацией якорной мины с торпедой. Торпеда размещается в герметичном контейнере, устанавливаемом на якоре. При прохождении подводной или надводной цели в зоне действия гидролокатора мины автоматически раскрывается контейнер и запускается двигатель торпеды. Она выходит из контейнера, ищет и поражает цель. Морские мины с неконтактными взрывателями получили развитие в период Второй мировой войны, активные мино-торпеды — в 70‑х гг.

Авиационная противолодочная торпеда (ракета) — самодвижущийся самоуправляемый подводный снаряд, содержащий внутри обтекаемого прочного корпуса боевую часть (обычную или ядерную), тепловой, электрический или реактивный двигатель, комбинированный взрыватель, систему управления и самонаведения, источник энергии, а также тормозное устройство (парашют), действующее на воздушном участке траектории. Масса торпеды 130—500 кг, скорость хода до 110 км/ч, дальность до 11 км с глубиной действия до 900 м. Авиационные противолодочные торпеды получили развитие в период Второй мировой войны и усовершенствованы в послевоенный период.

Лит.: Родионов Б. И., Противолодочные силы и средства флотов, М., 1977.

А. И. Зарубин.

противолодочный летательный аппарат — предназначается для поиска, обнаружения и уничтожения подводных лодок (ПЛ) противника. Противолодочные самолёты (ПС) и противолодочные вертолёты (ПВ) подразделяются на базовые (береговое базирование) и корабельные (палубные). Базовые ПС осуществляют поиск и уничтожение ПЛ на большом удалении от береговой линии, а базовые ПВ — в прибрежных водах. ПС и ПВ, базирующиеся на кораблях, действуют на значительном удалении от своей территории.

Для поиска и обнаружения ПЛ в надводном положении используются радиолокационные станции, на небольших глубинах — радиолокационные станции, магнитометры (реагируют на изменение магнитного поля Земли, вызываемого корпусом ПЛ), газоанализаторы (улавливают небольшие концентрации выхлопных газов двигателей ПЛ), инфракрасная аппаратура, реагирующая на перепад температур в кильватерной струе ПЛ и другие средства. Для обнаружения ПЛ на больших глубинах применяются сбрасываемые радиогидроакустические буи пассивного действия (улавливают шумы ПЛ и определяют её пеленг) и активного действия (определяют координаты ПЛ при помощи гидролокатора). Для поражения ПЛ самолёты и вертолёты имеют противолодочное оружие. Средства поиска ПЛ, навигации и прицеливания обычно объединяются в единую поисково-прицельную систему с использованием ЭВМ.

Основные требования к ПС: большая дальность полёта, обеспечение длительного времени патрулирования (барражирования), а также небольшая скорость в режиме поиска ПЛ. Конструктивно ПС обычно выполняются по дозвуковой аэродинамической схеме, часто на базе пассажирских самолётов. В ряде случаев в качестве ПС используются гидросамолёты. В этом случае поиск ПЛ проводится с посадкой ПС на воду. Базовые ПС имеют максимальную скорость около 900 км/ч, скорость патрулирования около 350 км/ч, дальность полёта до 8000 км. Дальность полёта корабельных ПС около 5500 км.

На ПВ, благодаря их способности работать на режиме висения, наряду с другими средствами применяются опускаемые гидроакустические станции (ОГАС), состоящие из погружаемой в воду на кабель-тросе акустические антенны, помещённой в обтекатель, и бортовой аппаратуры с индикатором. Радиус действия ОГАС 8—9 км (существенно зависит от гидрологических условий). ОГАС может работать в двух режимах — шумопеленгования (определяет только пеленг ПЛ) и эхопеленгования (определяет пеленг и дальность до ПЛ). В режиме шумопеленгования обеспечивается скрытность наблюдения. Помимо ОГАС, на вертолётах применяются и магнитометры, которые позволяют обнаружить ПЛ подо льдом, а также отличить ПЛ, лежащую на грунте, от неметаллических подводных объектов. Если предусматривается возможность посадки ПВ на воду, то его нижняя часть имеет форму лодки (с необходимой герметизацией конструкции). На некоторых ПВ (с обычным фюзеляжем) устанавливают поплавки, наполняемые воздухом только при аварийной посадке на воду. Максимальная скорость полёта ПВ 270 км/ч, дальность полёта до 1300 км.

С. И. Павлов, А. Ю. Савинов.

Противолодочный самолёт Локхид Р-ЗС «Орион» (США).

Противолодочный вертолёт Каман SH-2 (США).

противообледенительная система (ПОС) — предназначается для защиты летательного аппарата от обледенения. Обычно выполняется защита лобовых частей несущих поверхностей летательного аппарата, воздухозаборников силовых установок, воздушных винтов, остекления, приёмников воздушного давлений. По принципу действия ПОС подразделяются на тепловые, механические, физико-химические и комбинированные.

Тепловые ПОС (рис. 1) могут быть непрерывного действия (предотвращают льдообразование на защищаемой поверхности) и периодического, или циклического, действия. Последние периодически удаляют лёд, образующийся на секциях противообледенителя, на которые разделяется защищаемая поверхность с целью сокращения одновременно потребляемой энергии (лёд подплавляется и затем сдувается потоком воздуха или сбрасывается центробежной силой с вращающихся частей). В зависимости от источника нагрева различают электротепловые, воздушно-тепловые и жидкостно-тепловые ПОС.

Механические ПОС удаляют образующийся лёд обычно путём деформации поверхности, например, с помощью эластичных накладок с камерами, которые поочерёдно раздуваются сжатым воздухом (пневматические ПОС), или в результате взаимодействия электромагнитного поля индукторов, расположенных под обшивкой, с наведённым в обшивке полем.

В физико-химических ПОС применяются жидкости, образующие с водой незамерзающие смеси и растворяющие лёд, либо покрытия, которые при взаимодействии со льдом растворяют прилегающий его слой; эффективность их ограничена.

В комбинированных ПОС используются различные принципы действия (например, на лобовом стекле устанавливается механическая щётка, действующая одновременно с тепловой или физико-химической ПОС).

Наиболее распространены тепловые ПОС, являющиеся самыми энергоёмкими. Наименее энергоёмки электроимпульсные ПОС, но они плохо удаляют лёд небольшой толщины, поэтому устанавливаются в случаях, когда такое льдообразование допустимо, имеется упруго-деформируемая обшивка и можно разместить под ней индукторы. Пневматические ПОС применяются на некоторых дозвуковых лёгких и средних самолётах. Для защиты различных элементов одного и того же летательного аппарата могут использоваться ПОС различных типов, выбор их зависит от располагаемых источников энергии, их размещения, конструкции защищаемого элемента и т. п. (рис. 2).

ПОС могут включаться либо вручную, либо автоматически от сигнализатора обледенения. Сигнализатор состоит из датчика (реагирует на образующийся на нём лёд либо на наличие в потоке воздуха переохлаждённой воды), преобразователя и индикатора (лампочка, табло). Для повышения эффективности применяются автоматические системы управления работой ПОС в зависимости от условий обледенения.

Лит.: Трунов О. К., Обледенение самолетов и средства борьбы с ним, М., 1965; Летные испытания систем жизнеобеспечения и защиты бортового оборудования от внешних воздействий, под ред. Ю. А. Нагаева, М., 1985.

Р. X. Тенишев.

Рис. 1. Тепловые противообледенительные системы: а — воздушно-тепловые на крыле, оперении или воздухозаборнике; б — электротепловые на воздушных винтах; 1 — обшивка летательного аппарата; 2 — стенка; 3 — гофрированная поверхность; 4 — лонжерон; 5 — распределительная труба (коллектор); 6 — лопасть несущего винта вертолёта; 7 — поперечные секции нагревательных элементов; 8 — продольные секции (преимущественно для лёгких вертолётов).

Рис. 2. Размещение противообледенительных систем на самолёте: 1 — электротепловая система для обогрева лобовых стёкол; 2 — электротепловая система для обогрева приёмника воздушных давлений; 3 — противообледенитель непрерывного действия на крыле (впереди двигателей); 4 — электротепловая или электроимпульсная система на больших поверхностях; 5 — воздушно-тепловая система воздухозаборников и входных элементов двигателя; 6 — противообледенительная система хвостового оперения.

противопожарная система бортовая — совокупность установок пожарной сигнализации и пожаротушения, предназначенных для извещения экипажа о возникновении на борту летательного аппарата пожара, его локализации и тушения. Различают устройства для защиты мотогондол основных и вспомогательных силовых установок, где существует повышенная опасность возникновения очага пожара с горением топлива или масла, и устройства для защиты кабин экипажа, пассажирских салонов и багажных отсеков (см. рис.).

Основные устройства для защиты мотогондол: противопожарная перегородка, отделяющая отсек от других зон, топливный кран для перекрытия подачи топлива в отсек в случае возникновения пожара, датчики установки пожарной сигнализации (УПС) и коллекторы с распылителями для распределения огнетушащего вещества (ОТВ) по отсеку. УПС разделяются на установки с датчиками, реагирующими на повышение температуры и скорость её нарастания (дифференциально-тепловые), на повышение температуры (тепловые) и на появление пламени (ионизационные).

Установки пожаротушения (УПТ) бывают двух типов: с централизованным хранением ОТВ в одной группе огнетушителей, из которых оно через распределительный кран или запорное устройство подаётся в любой из нескольких отсеков, и с распределённым хранением ОТВ, когда для каждого отсека установлены свои огнетушители. Заряд огнетушителей осуществляется через имеющиеся на них специальные головки, разряд — с помощью управляемых дистанционно пироустройств. В зависимости от типа летательного аппарата устанавливается одна, две или три очереди подачи ОТВ в отсек. При пожаре в отсеках силовой установки датчики пожарной сигнализации выдают команду на включение звуковой сигнализации, табло «ПОЖАР» и пульт, где загорается светосигнализатор отсека, в котором возник пожар, а также на включение огнетушителей первой очереди (если имеются две или три очереди подачи ОТВ).

К устройствам для защиты кабин экипажа, пассажирских салонов и багажных отсеков относятся ручные огнетушители, датчики УПС (по дыму, температуре) и УПТ. В кабинах экипажа и пассажиров применяются ручные огнетушители вместимостью 1, 2, 4 или 6 л. УПС оборудуются труднодоступные и недоступные для экипажа отсеки. Тушение пожара в доступных багажных отсеках осуществляется с помощью ручных огнетушителей, а в недоступных — с помощью установок пожаротушения, причём возможно использование УПТ мотогондол.

В. А. Егорцев.

Размещение установок пожарной сигнализации и пожаротушения на самолёте: 1 — мотогондолы основной силовой установки; 2, 3, 6, 13 — ручные огнетушители; 4 —пассажирский салон, 5, 14 — сигнализаторы дыма; 7 — отсек вспомогательной силовой установки; 8, 10 — огнетушители; 9, 11 — багажные отсеки; 12 — кабина экипажа; 15, 17 — пожарные пульты; 16 — табло; 18 — распределительный кран; 19 — топливный перекрывной кран; 20 — противопожарная перегородка; 21 — датчики сигнализации пожара; 23 — коллекторы пожаротушения; 24 — блок сигнализации.

противопомпажная защита двигателя — часть системы автоматического регулирования газотурбинного двигателя, предназначенная для предотвращения его разрушения вследствие возникшего помпажа двигателя. П. з. д. обычно состоит из системы предупреждения помпажа и системы ликвидации помпажа и восстановления исходного режима.

Система предупреждения помпажа применяется в случаях, когда можно прогнозировать возникновение неустойчивой работы двигателя. Система состоит из датчиков, регистрирующих возмущения, логические устройства, сравнивающего действующие возмущения с допустимыми, и устройства, вырабатывающего командные сигналы на изменения положения регулируемых элементов компрессора и двигателя в целом для кратковременного (на время действия возмущений) увеличения запасов устойчивости компрессора и последующего восстановления режима работы двигателя. Иногда датчики и логическое устройство заменяются временным механизмом.

Система ликвидации помпажа и восстановления исходного режима применяется в случаях, когда отсутствует система предупреждения помпажа или она не может обеспечить устойчивую работу компрессора. Система состоит из датчиков, регистрирующих нестационарные процессы в проточной части компрессора, логического устройства, сравнивающего эти процессы с процессами, характерными для помпажа и сопутствующих ему явлений, и устройства, вырабатывающего командные сигналы для перевода регулируемых элементов двигателя в положения, способствующие прекращению срывных явлений в компрессоре. После прекращения срывных явлений система восстанавливает режим работы двигателя..

Л. И. Семерняк.

противофлаттерное устройство — служит для предупреждения возникновения флаттера или повышения критической скорости флаттера летательного аппарата. В качестве П. у. используют главным образом балансиры и демпферы. Противофлаттерный балансир представляет собой груз, установленный и жёстко закреплённый в носке крыла (стабилизатора, киля, руля, элерона); иногда его размещают впереди несущей поверхности (выносные балансиры). Инерция балансира вызывает изменения собственно колебаний конструкции, что влечёт за собой изменение действия аэродинамических сил при колебаниях летательного аппарата. Противофлаттерный демпфер представляет собой устройство, которое располагается между органом управления и его несущей конструкцией и создаёт сопротивление отклонению органа управления. Применяются поршневые или роторные гидравлические демпферы, в которых усилие сопротивления создаётся за счёт гидродинамического или вязкого сопротивления при перетекании рабочей жидкости между плоскостями демпфера (см. также статью Активные системы управления).

противоштопорные устройства — служат для повышения безопасности эксплуатации летательного аппарата на больших углах атаки, а в случае непреднамеренного сваливания и перехода в штопор — для обеспечения надёжного вывода летательного аппарата из этих критических режимов. К П. у. относятся: устройства, искусственно создающие характерную тряску и направленные подёргивания рычагов управления с целью обратить внимание летчика на приближение самолёта к опасному углу атаки; автоматически работающие аэродинамические системы, позволяющие отодвигать начало сваливания самолёта до больших углов атаки (30—60{{°}}); активные средства (ракетного или парашютного типа), обеспечивающие при необходимости принудительный вывод самолёта из режимов сваливания и штопора. О приближении к критическому режиму лётчика предупреждают индикаторы, световые и звуковые сигнализаторы.

Самолёты, поступающие в массовую эксплуатацию, как правило, не оснащаются активными П. у. Защита их ограничивается установкой на борту соответствующих сигнализаторов и указателей, а также обеспечением на больших углах атаки удовлетворительных характеристик устойчивости и управляемости и соответствующего запаса между максимально допустимым и предельным по безопасности полёта углами атаки (не менее 3—4{{°}}). Все самолёты, проходящие испытания на сваливание и штопор, как правило, оборудуются на время эксперимента активными П. у. Выбор типа П. у. определяется как конструктивными и аэродинамическими особенностями самолёта, так и задачами планируемого эксперимента. При лётных испытаниях манёвренных самолётов чаще используются противоштопорные ракеты (ПШР), а при испытаниях неманёвренных самолётов — противоштопорные парашюты (ПШП).

П. у. с ПШР состоит из двух и более ракет, подвешиваемых обычно под крылом на пилонах или в хвостовой части фюзеляжа на держателях. Под крылом они устанавливаются горизонтально и создают при работе момент относительно вертикальной оси самолёта. На фюзеляже их устанавливают вертикально в хвостовой части; при включении они создают момент относительно поперечной оси самолёта. ПШР — это пороховая ракета двустороннего действия с передним и задним соплами, одно из которых открывается в момент включения, обеспечивая создание требуемого по знаку момента. Управление ПШР электрическое из кабины лётчика.

П. у. парашютного типа представляет собой систему из одного—двух вытяжных и одного или несколько основных парашютов, заключённых в контейнер, который устанавливается обычно в хвостовой части фюзеляжа. Сброс крышки контейнера и ввод в действие вытяжных парашютов осуществляется с помощью пружины, пиромеханизма или пиропушки. Для прекращения действия ПШП существует механическая или пиротехническая система сброса парашюта. Кроме того, в системе ПШП обычно предусматривается «слабое» звено, предохраняющее конструкцию летательного аппарата от разрушения в случае превышения допустимой нагрузки от парашюта и позволяющее сбросить его путём разрыва этого звена при достижении соответствующей скорости. Управление выпуском и сбросом ПШП может быть механическим или электрическим и осуществляется лётчиком из кабины.

Исходные параметры П. у. как парашютного, так и ракетного типов обычно определяются по результатам испытаний моделей в аэродинамических трубах с имитацией на них П. у.

И. М. Пашковский.

противошумы — устройства, служащие индивидуальными средствами защиты от шума лётного и инженерно-технического персонала и предупреждающие шумовые травмы органов слуха. Существуют П., выполненные в виде шлема и противошумных наушников, закрывающих ушные раковины или всю околоушную область, а также вкладыш-втулки, вставляющиеся в наружный слуховые проходы; эффективные средства защиты от шума, и вибрации — противовибрационные пояса и обувь (см. рис.). П. изготовляют из звукопоглощающих материалов. При эксплуатации П. должны совмещать защитные качества с возможностью пользования переговорными устройствами, не давить на ушную раковину, не раздражать кожу.

Противошумы: а — упругий шумозащитный шлем; б — противошумные наушники; в — вкладыш-втулки; г — противовибрационный пояс.

профессиограмма деятельности лётчика — описание практической деятельности летчика, выполненное в виде графиков или таблиц (матриц). Представляет собой последовательность отдельных единиц-операций: поиска соответствующего индикатора, восприятия и оценки информации, принятия решения, поиска необходимого органа управления, исполнение решения. Наибольшее применение получили П. д. описывающие перенос и фиксацию взгляда и движения рук. П. д. используются при компоновке различных средств отображения и информации органов управления и пультов {{сечения}}.

профиль крыла — Нечитабельно в оригинале (Прим. OCR){{!!!. костью, параллельной базосе крыла плос-(см. Системы координат) ЛДой плоскости часто называем? поточным. В расч,. Такой П. к. ривают также П. к., получ?ётах рассмат-ниями крыла вертик. плоскоающиеся сече-дикулярными некоторым характ:тями, перпен-крыла (например, его передней 1ерным линиям соединяющей точки, распосромке, линии, хордах крыла на расстояниоженные на хорды от передней кромки}|и '/ <  длины евые профили свойственны та. Мн. крыль-динамич. поверхностям (стабшнкже другие аэрорули управления, лопасти визатор, киль, т. д.). Характерным лннейюзд. винтов и П. к. является длина дгордаым размером П. к. определяется ординам профиля Ь. уг и нижней уа поверхностей (ситами верхней . рис.); в нём

Геометрические характеристики

1 — средняя линия; 2 — хорда. профиля крыла:

выделяются симметричная ча <

-«я)/2 и средний линия у  =  ( < /,Н?гь у  =  (0„-

П. к. характеризуется г > 0,)/2. рами: макс, относительной ¥ОМ. парамет-филя с^с/b, макс, крив толщиной про-/шах, расстояниями хс и х1тзной профиля кривизны КИ носка. Обычно ,ах и радиусом лозвуков са_молётов с  =  8~205для до- и око-звуковых с  =  3—9%. Значений, Для сверх-раметров, выраженные в дся относит, па-изменяются для самолётов : > лях хорды Ь, с малыми и большими доз соответственно ми полёта в след, предеук. скоростя-2-6% и 0-2%; £е-20-ЗОЦелах: /_,,-

*1 ж-15-30% и 40-60%% и 40-^6%; 1,5%. Важными характеристиками ; Я„/с2—0,5— части являются также угол и симметричной и значение ординаты на :аклона поверхности (при  < /сни > 0 задняя кромка *адней кромке конечную толщину), от кпрофиля имеет например, эффективность оргаж-рых зависит, Форма средний линии изменяетш управления, лой кривой параболич. типгся от выпук-положит. или отрицат. S-o6pi до кривой с висимости от типа и назначазностью в за-Например, для уменьшения продления профиля, та (лопасть несущего виигольного момен-ся положит. S-образность, а а) использует-критические профили имеют некоторые сверх-разность. П. к., у которого сотрицат. S-об-падает с хордой, называем? сим;р. линия сов-профилем. [метричным

Группа П. к., образован! одного или несколько базовых (пая на основе филей и объединённая нек-усходных) про-кономерностью, называем? сериейюй общей за-профилей.}}

На основе одного базового П. к. её можно построить следующими способами: 1) изменением ординат верхней и нижней поверхностей пропорционально с; 2) изменением симметричной части профиля пропорционально с при сохранении средний линии базового П. к.; 3) изменением f_mах с сохранением формы средней линии при неизменных с и симметричной части П. к.; 4) сохранением верхней поверхности или аффинным (не пропорциональным с) изменением верхней поверхности базового П. к., сопровождающимся модификацией нижней поверхности для удовлетворения различным аэродинамическим или конструктивным требованиям (критическое Маха число, продольный момент, толщина хвостового участка и т. д.). В случае нескольких базовых П. к. построение серии возможно путём интерполяции по определенному закону.

Форма П. к. различна для до-, транс- и сверхзвуковых скоростей полёта. Так, например, при малых дозвуковых скоростях допускаются П. к., форма которых приводит к повышенным значениям местных возмущений скоростей и давлений в сочетании со слабыми градиентами давления для предотвращения срыва потока. При больших дозвуковых скоростях для повышения критического числа Маха применяются П. к., форма которых обеспечивает пониженные возмущения в местной сверхзвуковой зоне. При сверхзвуковых скоростях иногда используются тонкие остроносые профили (параметр {{R}}н/с²  =  0) для уменьшения волнового сопротивления и присоединения к передней кромке всего крыла или его части головной ударной волны.

Основными аэродинамическими характеристиками П. к., существенно зависящими от его геометрии, являются коэффициент подъёмной силы, сопротивления и продольного момента (см. Аэродинамические коэффициенты), а также аэродинамическое качество.

В. Д. Боксер, Я. М. Серебрийский.

профиль полета — траектория полёта летательного аппарата в координатах дальность — высота. Представляет собой последовательность участков, каждому из которых соответствует определенная программа изменения высоты и скорости. П. п. зависит от поставленной задачи. Полёт на максимальную дальность включает участок набора высоты, участок полёта в крейсерском режиме, обеспечивающем максимальную дальность (горизонтальный полёт или полёт с постепенным набором высоты в процессе выработки топлива), и участок снижения. При решении боевой авиацией определенных тактических задач, связанных с преодолением зоны ПВО, используются варианты П. п. с участком движения в зоне ПВО на максимальной высоте или на минимальной высоте с максимальной скоростью (см. рис.).

профильное сопротивление — разность между сопротивлением аэродинамическим крыла и его индуктивным сопротивлением. При дозвуковом докритическом обтекании (Маха число полёта М{{_∞}} < М.) П. с. целиком обусловлено вязкостными эффектами. При равном нулю коэффициенте подъёмной силы (с_ya  =  0; см. Аэродинамические коэффициенты) П. с. хорошо спроектированного плоского крыла близко к сопротивлению трения, а сопротивление, обусловленное силами давления, очень мало. Изменение угла атаки приводит, как правило, к росту П. с. в связи с появлением на крыле зон отрывного течения. Выделить индуктивное, или вихревое, сопротивление из полного сопротивления на практике весьма сложно. Поэтому для оценки П. с. и, соответственно, совершенства крыла часто принимают в качестве эталона минимальное теоретическое значение коэффициента индуктивного сопротивления с_xa  =  c²_ya/({{πλ}}), где {{λ}} — удлинение крыла. В этом случае коэффициент П. с. c_{xa пр}  =  c_xa-c²_ya/({{πλ}}). При дозвуковых сверхкритических обтеканиях (М{{_∞}} > М) в П. с. кроме составляющих, обусловленных влиянием вязкости, входит и волновое сопротивление. Это связано с появлением в поле течения местных сверхзвуковых зон, замыкаемых интенсивными скачками уплотнения. В результате необратимых потерь кинетической энергии потока в этих скачках П. с. крыла даже при с_ya  =  0 резко возрастает и растет с увеличением М{{_∞}}. При этом взаимодействие замыкающих скачков уплотнения с пограничным слоем крыла может вызывать сильные срывы потока, что приводит к дополнительному росту П. с.

При сверхзвуковых скоростях полёта полное сопротивление крыла обычно принято разделять на сопротивление, обусловленное объёмом или, иначе, толщиной крыла, и сопротивление, обусловленное подъемной силой, включающее вихревую и волновую составляющие. Сопротивление, обусловленное объёмом, — сопротивление плоского крыла с симметричным профилем крыла при нулевой подъёмной силе — является по существу тем же П. с.

В технической литературе наряду с термином «П. с.» иногда применяют термин «сопротивление формы».

Л. Е. Васильев.

профиля теория — описывает взаимодействия профиля крыла бесконечного размаха с плоско-параллельным течением и позволяет определять его аэродинамические характеристики путём использования моделей идеальной жидкости, пограничного слоя и вязкой жидкости (газа).

Использование наиболее простой модели идеальной жидкости при безотрывном обтекании даёт возможность получить правильные качественные, а по некоторым параметрам и количественные результаты. Для расчёта обтекания профиля идеальной несжимаемой жидкостью используются обычно метод особенностей (см. Источников и стоков метод) и метод конформных отображений. В последнем методе применение простых отображающих функций позволило получить точные решения для ряда теоретических профилей (см. Жуковского профиль, профили Чаплыгина и др.); для профилей произвольной формы разработаны приближенные методы. Подъёмная сила профиля пропорциональна циркуляции скорости (см. Жуковского теорема), значение которой определяется из Чаплыгина — Жуковского условия. В П. т. большую роль играет тонкого профиля теория, позволяющая рассчитать подъёмную силу, продольный момент (см. Аэродинамические силы и моменты), распределение нагрузки по хорде.

Для чисто дозвукового обтекания профиля линейная Прандтля — Глауэрта теория даёт простую связь между течениями несжимаемой и сжимаемой жидкостей. Более точные теории (С. А. Христианович, 1940; Т. Карман — Тзян, 1939—1941), опирающиеся на приближенное решение уравнений Чаплыгина (см. Годографа метод), позволяют достаточно точно учитывать влияние сжимаемости среды вплоть до критического Маха числа М_*. Эти теории лежали в основе выбора формы первых, скоростных (рассчитанных на относительно большие дозвуковые скорости полёта) профилей (см. Сверхкритический профиль).

При числе Маха набегающего потока М{{_∞}} > М_* вблизи профиля образуются местные сверхзвуковые зоны, которые в большинстве случаев замыкаются скачками уплотнения, являющимися источником волнового сопротивления X{{_ω}} и приводящими при достаточной их интенсивности к отрыву пограничного слоя, к резкому изменению подъёмной силы и продольного момента. Расчёт обтекания при наличии местных сверхзвуковых зон (см. Трансзвуковое течение) стал возможен лишь с появлением ЭВМ и развитием методов численного анализа, применение которых позволило определить новые формы профилей с пониженным значением X{{_ω}} (см. Сверхкритический профиль). Теория подобия (Карман, 1947) показала, что при М{{_∞}}  =  1 величина Х{{_ω∞}}{{с}}^5/3, где {{с}} — относительная толщина профиля; отсюда следует необходимость применения тонких профилей для перехода через скорость звука.

При обтекании профилей сверхзвуковым потоком возможны два режима, реализация которых зависит от значения числа Маха М{{_∞}} и формы профиля. На первом режиме головной скачок уплотнения присоединён к передней кромке профиля, и реализуется чисто сверхзвуковое течение. Для расчёта такого режима используются приближенные методы, связанные с разложением коэффициента давления (см. также Аэродинамические коэффициенты) по местному углу {{υ}} наклона поверхности: линейная теория (см. Аккерета формулы); теории, учитывающие два или три члена разложения. Хорошие результаты даёт приближенный метод, использующий точные соотношения для косого скачка уплотнения и Прандтля — Майера течения (метод скачков-расширений). Согласно линейной теории, коэффициент волнового сопротивления с_x{{_ω}}  =  с_x{{_ω}}₀  +  c_x{{_ω}}_i (где с_x{{_ω}}₀{{∞}}{{c}}²) зависит от формы профиля и при фиксированном значении с принимает минимальное значение для ромбовидного профиля — с_z{{_ω}}_i  =  (М²{{_∞}}-l)^1/2c²_y/4, то есть пропорционален квадрату коэффициента подъёмной силы с_y, подобно индуктивному сопротивлению крыла конечного размаха при малых скоростях. Большое значение с_х{{_ω}} приводит к падению аэродинамического качества K  =  c_y/c_x при сверхзвуковых скоростях (с_x — коэффициент аэродинамического сопротивления). На втором режиме обтекания головной скачок уплотнения отсоединен от передней кромки профиля, и на некотором участке перед носовой частью профиля он близок к интенсивному прямому скачку уплотнения. В связи с этим сопротивление профилей с затупленной передней кромкой значительно больше сопротивления профилей с заострённой передней кромкой, обтекаемых со слабым присоединенным скачком уплотнения.

При расчёте гиперзвукового обтекания профиля линейная теория не применима (см. Гиперзвуковое течение); приближенное значение коэффициента давления может быть получено при помощи формулы Ньютона c_p  =  2sin²{{υ}} или её различных модификаций (см. Ньютона теория обтекания).

Для расчёта аэродинамических характеристик профиля на всех режимах его обтекания наряду с приближенными методами всё шире и интенсивнее применяются точные методы численного анализа (конечно-разностные методы, метод характеристик и др.).

При безотрывном обтекании профиля и больших Рейнольдса числах влияние вязкости определяется с помощью теории пограничного слоя. Согласно Л. Прандтлю, вытесняющее действие пограничного слоя учитывается путём «наращивания» на заданный профиль толщины вытеснения {{δ}}* и прибавления тонкого вязкого следа за профилем и последующего расчёта невязкого обтекания полученного таким образом контура. Уточнение результатов возможно при использовании итерационного процесса, в котором достигается согласование величины {{δ}}* и распределения давления по внешней границе пограничного слоя. Учёт вязкости приводит к уменьшению с_y при положительном угле атаки из-за более толстого пограничного слоя на верхней поверхности профиля. Расчётом находится профильное сопротивление, обусловленное действием сил трения и давления на обтекаемую поверхность. Деформация контура профиля за счёт {{δ}}* и следа вызывает изменение волнового сопротивления, которое при сверхзвуковых скоростях, как правило, уменьшается.

Для ряда важных случаев, когда теория пограничного слоя неприменима (отрыв пограничного слоя, течение в окрестности задней кромки, в месте падения скачка уплотнения и т. д.), используются различные численные методы решения уравнений Навье — Стокса и Рейнольдса. Локальная картина течения в окрестности указанных особых точек исследуется методом сращиваемых асимптотических разложений. Для приближенной оценки такой существенной характеристики профиля, как с_{y max} (максимального значения с_y, определяемого началом отрыва потока), применяются различные полуэмпирические методы. Во многих из них используется экспериментально подтверждённое условие постоянства давления в зоне отрыва над профилем; соответствие вычисленных значений с_{y max} с экспериментальными данными получается удовлетворительным.

П. т. охватывает не только рассмотренный выше случай обтекания изолированного профиля неограниченным потоком, но и некоторые другие случаи: профиль с закрылками и предкрылками, бипланы и полипланы, профиль вблизи поверхности Земли, решётки профилей и т. д. При решении таких задач используются описанные выше методы, усложнение которых обусловлено необходимостью удовлетворить дополнительным граничным условиям. К П. т. относится также обратная задача о построении контура профиля по заданному на нём распределению скоростей. Задача эта, как правило, не имеет решения в классе замкнутых самонепересекающихся контуров, но разработанные методы её приближенного решения полезны для определения модификации формы профиля при требуемом изменении распределения скоростей.

Лит.: Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

С. В. Ляпунов, Я. М. Серебрийский.

Прохоров Алексей Николаевич (р. 1923) — советский лётчик, дважды Герой Советского Союза (дважды 1945), генерал-майор авиации (1976). В Советской Армии с 1940. Окончил Балашовскую военную авиационную школу (1942), Военно-воздушную академию (1950; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, командиром эскадрильи штурмового авиаполка. Совершил 238 боевых вылетов. После войны командир авиаполка, затем на преподавательской работе. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1‑й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3‑й степени, медалями. Бронзовый бюст в Борисоглебске Воронежской области.

А. Н. Прохоров.

прочность авиационных конструкций — свойство конструкций летательного аппарата сохранять целостность (не разрушаться) во всех допускаемых условиях эксплуатации в течение заданного ресурса, обеспечивая необходимый уровень безопасности при удовлетворении требований надёжности и эксплуатационной технологичности (см. также Разрушение конструкции).

Методы обеспечения и исследования П. составляют прикладную науку с таким же названием, в которой сложились следующие разделы: Нормы прочности, статическая прочность, сопротивление усталости, эксплуатационная живучесть, аэроупругость. Проектирование рациональной по условиям П. конструкции представляет комплексную проблему, при решении которой одновременно учитываются требования по статической прочности, сопротивлению усталости и живучести, по обеспечению безопасности летательного аппарата от флаттера, шимми, дивергенции и реверса органов управления. Эти требования удовлетворяются в рамках определенных весовых лимитов, обеспечивающих необходимую эффективность летательного аппарата.

Требования к статической прочности конструкции определяются по Нормам прочности в соответствии с назначением летательного аппарата и экстремальными условиями его эксплуатации. Статическая прочность обеспечивается проектированием на расчётные нагрузки. При этом несущая способность конструкции летательного аппарата оценивается по разрушающим напряжениям, определяемым как расчётным, так и экспериментальным путём в ходе испытаний конструктивных образцов и панелей из принятого конструкционного материала. Проверка статической П. конструкции производится при статических испытаниях натурной конструкции. В Нормах прочности регламентируется также остаточная П. конструкции при наличии частичных повреждений (например, трещин). В каждом конкретном случае статическая П. определяется на основе анализа, проводимого с учётом сохранения уровня безопасности авиационной конструкции за период между осмотрами не ниже уровня за время эксплуатации неповрежденной конструкции.

Требования к сопротивлению усталости также определяются Нормами прочности и направлены на обеспечение безопасности основной силовой конструкции в течение заданного ресурса при действии всей совокупности переменный нагрузок на всех режимах и этапах эксплуатации летательного аппарата (за весь срок службы). Суммарная повторяемость переменных нагрузок выявляется расчётом для всех возможных вариантов использования летательного аппарата и подтверждается измерениями при лётных испытаниях и эксплуатации, а также сбором статистических материалов по индивидуальной нагруженности летательного аппарата в эксплуатации.

Усталостная долговечность так называемых регулярных зон конструкции при проектировании рассчитывается с учётом кривых усталости для данного конструкционного материала с типовым концентратором напряжений, необходимого коэффициента надёжности и результатов экспериментальной проверки всех основных конструктивно-технологических решений. К моменту сертификации летательного аппарата производится проверка, а в необходимых случаях — доводка конструкции на основе лабораторных ресурсных испытаний натурной конструкции.

Для сохранения П. летательного аппарата при появлении повреждений в эксплуатации (трещин, коррозии и т. п.) Нормы прочности предусматривают требования обеспечения эксплуатационной живучести авиационных конструкций. Эти требования определяют допустимые значения скорости развития трещин в конструкции и её остаточной П., что наряду с регламентируемыми регулярными осмотрами конструкции в эксплуатации обеспечивает требуемую надёжность. На стадии проектирования расчётная оценка эксплуатационной живучести производится на основе экспериментальных данных по трещиностойкости материалов (см. Механика разрушения) с последующей проверкой при ресурсных испытаниях натурной конструкции.

Способность авиационной конструкции противостоять опасным явлениям аэроупругости на стадии проектирования обеспечивается расчётом динамической устойчивости упругой конструкции в потоке воздуха и при движении по земле методами, при которых определяются критические скорости флаттера, дивергенции, реверса элеронов и шимми. Для определения критических скоростей производятся испытания динамически-подобных моделей в аэродинамических трубах, а также испытания шасси на копре с подвижной опорой.

К вопросам П. летательного аппарата относится широкий круг задач, которые формировались в тесной связи с развитием авиационной техники. В начальный период развития авиации, вплоть до 1920‑х гг., максимальные скорости летательных аппаратов не превышали 100—200 км/ч и удельная нагрузка на крыло составляла около 500 Н/м². Основным конструкционным материалом в этот период было дерево, а наиболее распространённым типом самолётов были бипланы. Типичной силовой схемой являлась пространственная ферма, образованная плоскостями крыльев, стойками и тросовыми расчалками. В большинстве случаев конструкция крыла была двухлонжеронной с мягкой обшивкой. В этот период исследования, связанные с П. авиационных конструкций, в нашей стране проводились в организованном Н. Е. Жуковским Расчётно-испытательном бюро при Московском высшем техническом училище, а с 1 декабря 1918 — в Центральном аэрогидродинамическом институте под руководством А. Н. Туполева, А. А. Архангельского, В. П. Ветчинкина и других советских учёных и конструкторов. Ферменная конструкция летательного аппарата позволяла широко использовать методы строительной механики. Однако некоторые особенности авиационных конструкций вызвали необходимость решения ряда дополнительных задач, которые не могли быть ранее решены методами классической строительной механики. К таким вопросам относятся: расчёт на П. сжато-изогнутых балок; исследование влияния предварительной затяжки тросов на напряжённое состояние фермы и другие. Уже тогда была начата разработка отечественных Норм прочности самолётов. В этот же период проводятся первые статические испытания авиационных конструкций на П. В 20‑е гг. в конструкциях самолётов начинают использовать металлические детали. Максимальная скорость самолётов достигает 200—300 км/ч, а удельная нагрузка на крыло — до 1000 Н/м². Типичной конструкцией самолёта становится моноплан с относительно толстым профилем крыла. Крыло такого самолёта имело лонжероны-фермы с мощными поясами и гофрированную обшивку, не участвующую в восприятии нормальных напряжений при изгибе. Под руководством Ветчинкина и В. Л. Александрова заканчивается создание первых отечественных Норм прочности самолётов.

В 30‑е гг. в результате радикального совершенствования аэродинамических свойств авиационных конструкций и применения более мощных двигателей максимальная скорость самолётов достигла 500—600 км/ч, удельная нагрузка на крыло увеличилась до 2000 Н/м². Типичной конструкцией становится свободнонесущий моноплан с гладкой обшивкой и убирающимся шасси. Рост скорости самолётов и изменения их конструктивной компоновки потребовали принципиально новых решений вопросов П. Так, использование гладкой обшивки, работающей совместно с конструкцией на изгиб, привело к созданию моноблочных конструкций. Основными силовыми элементами самолёта становятся панели, состоящие из стрингерного набора и обшивки. Новый тип силовой авиационной конструкции потребовал разработки теории тонкостенных конструкций, составившей раздел прикладной теории упругости и строительной механики. Дальнейший рост скоростей выдвинул проблему динамической и статической устойчивости элементов конструкции упругого самолёта. Было установлено, что при достижении некоторой скорости самолёта, называемой критической, при определенных условиях наступает нарушение устойчивого равновесия сил, сопровождающееся возникновением интенсивных колебаний с возрастающей амплитудой, приводящих, как правило, к разрушению конструкции. Это явление получило название флаттера. На базе решения проблемы флаттера и других задач устойчивости были заложены основы аэроупругости, составляющей особый раздел прикладной механики. Существенный вклад в изучение этих проблем внесли советские учёные М. В. Келдыш, Е. П. Гроссман, Я. М. Пархомовский, Л. С. Попов и другие. В этот период Нормы прочности из свода некоторых Правил с количественными опытными данными превратились в инженерную дисциплину.

В начале 40‑х гг., когда основное внимание было уделено обеспечению П. серийных военных самолётов, решался целый ряд частных задач П., в том числе связанных с применением смешанных конструкций, состоящих из металлического силового каркаса и фанерной обшивки. После окончания Великой Отечественной войны с внедрением турбореактивных двигателей произошёл новый качественный скачок в развитии авиационной науки. Скорость самолётов достигает 1000 км/ч, а удельная нагрузка на крыло — 2500—4500 Н/м². Появляются стреловидные крылья, что привело к ряду изменений и в силовой конструкции. Малые толщины несущих поверхностей и миделей фюзеляжа вызвали необходимость внедрения в силовую конструкцию панелей с толстой обшивкой. Основное внимание уделялось учёту влияния сжимаемости воздуха, что нашло отражение в Нормах прочности самолётов и в решении вопросов аэроупругости, а также в разработке методов расчёта на П. стреловидных крыльев (работы под руководством А. И. Макаревского, Т. А. Француза). Исследования роли воздействия нерегулярных последовательностей статических нагрузок на долговечность конструкции и (на основании этих исследований) изучение проблемы усталости летательного аппарата проводились под руководством Н. И. Марина, И. В. Ананьева и других учёных.

Для 50‑х гг. характерны исключительно высокие темпы развития авиационной техники. Достигнуты сверхзвуковые скорости полёта, приближающиеся к 3000 км/ч, удельная нагрузка на крыло возросла до 3500—6000 Н/м². Наряду со стреловидными крыльями нашли применение крылья малого удлинения. Дальнейшее уменьшение относительной толщины несущих поверхностей привело к внедрению в силовую конструкцию панелей из слоистых материалов. Создание реактивных гражданских самолётов, а также применение вертолётов расширили границы проблемы усталости как одной из важнейших задач П. В эти годы исключительно быстрыми темпами развивается ракетная техника, выдвинувшая специфические требования к решению многих вопросов П.

В 60—70‑е гг. создаются самолёты с длительным режимом полёта на сверхзвуковых скоростях, что приводит к существенному аэродинамическому нагреванию конструкции. Особую важность приобрели вопросы П. и жёсткости авиационных конструкций, эксплуатируемых при высоких температураx. Потребовалось решение задач, связанных с определением температурных полей в конструкции и с решением проблем тепловой прочности, упругости и ползучести материалов при высокой температуре, создание методик теплопрочностных испытаний, внедрение в авиационную конструкцию новых материалов (исследования А. А. Белоуса, В. Ф. Кутьинова и других).

В 80‑е гг. всё более актуальной становится проблема повышения эффективности транспортных и пассажирских самолётов. Возникает потребность в существенном увеличении ресурса авиационной конструкции. Для обеспечения высоких ресурсов и необходимой безопасности полётов при наличии допускаемых трещин (частичных повреждений) в конструкции устанавливаются условия эксплуатационной живучести летательного аппарата (исследования А. Ф. Мелихова, А. З. Воробьёва и других).

Для всех разделов П. характерно использование теоретико-расчётных методов с применением современных ЭВМ в сочетании с анализом результатов экспериментов, полученных в лабораторных условиях и в ходе летных испытаний летательного аппарата. Такой подход дает достаточно точные результаты при определении характеристик П. авиационной конструкции в короткие сроки. Обеспечение П. летательного аппарата при минимальной массе конструкции достигается благодаря использованию большого объема расчетов, исследований и испытаний авиационных конструкций с последующей доводкой их П. в случае необходимости. Кроме того, устанавливается тщательный контроль технологии изготовления летательного аппарата и условий эксплуатации. Совокупность всех мероприятий по oбecпечению П. летательного аппарата представляет собой развитую систему, действующую на протяжении всего времени создания и существования конструкций летательных аппаратов.

Наряду с Центральным аэрогидродинамическим институтом большой вклад в развитие науки о П. летательного аппарата внесли также коллективы, возглавляемые В. Г. Суверневым, И. Ф. Образцовым, Э. И. Григолюком, Р. В. Сакачом, Ю. Г. Одиноковым и другими. Из зарубежных учёных наиболее известны в области исследования внешних нагрузок на летательный аппарат и регламентирования расчетных условий Дж. Тейлор, X. Пресс (США), Х. Кюснер, А. Тайсман (Германия) и другие; в области статической прочности — Б. Гейтвуд (США), С. Батлер (Великобритания), Д. Аржирис (Германия), С. П. Тимошенко и другие; в области усталостной прочности — А. Пальмгрен (Германия), М. Майнер, У. Вейбулл (США), Б. О. Лундберг (Швеция) и другие; в области аэроупругости — Т. Теодорсен, М. Ц. Фын (США), X. Раиснер (Германия), А. Коллар (Великобритания) и другие.

Дальнейшие исследования в области П. авиационных конструкций связаны с перспективами развития летательных аппаратов. Одной из важнейших задач является разработка методов определения прочностных характеристик с помощью системы автоматизированного проектирования, создание универсальных высокоэффективных расчётно-экспериментальных комплексов. Обеспечение П. перспективных тяжёлых и сверхтяжёлых самолётов требует учёта ряда специфических факторов. К ним относятся малая частота собственно короткопериодических колебаний, которая может явиться причиной возникновения «переуправления» летательного аппарата и, следовательно, больших внешних нагрузок; малые частоты упругих колебаний конструкции, приводящие к усилению динамических нагрузок и их повторяемости в полёте. Разработка сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов связана с обеспечением П. при высоких температурах. Необходимы более совершенные методы нормирования расчётных условий П. и применение методов расчёта авиационных конструкций с учётом нелинейной зависимости напряжений от деформаций. Обеспечение П. таких конструкций тесно связано с решением задач теплоизоляции, теплоотвода или использования горячей конструкции летательного аппарата, а также с учётом влияния на П. акустических нагрузок. Создание высокоманёвренных самолётов требует разработки высокоэффективных систем автоматического управления. При большом разнообразии используемых систем автоматического управления невозможна однозначная оценка их влияния на манёвренные нагрузки. Для оценки П. конструкции проводится расчётно-экспериментальный анализ характеристик летательного аппарата с использованием ЭВМ и пилотажных стендов. Широкие возможности обеспечения П. летательных аппаратов нового поколения открывают новые конструкционные материалы, среди которых важное место занимают различные композиционные материалы, позволяющие значительно снизить массу конструкции и улучшить прочностные характеристики летательного аппарата, и традиционные конструкционные металлические материалы с повышенной прочностью, а также внедрение активных систем управления, позволяющих существенно снизить нагрузки, действующие на конструкцию летательного аппарата в полёте.

Лит.: Одиноков Ю. Г., Расчет самолета на прочность, М., 1973; Михеев Р. А., Расчет вертолетов на прочность, ч. 1—3, М., 1973—74; Прочность самолета. Методы нормирования расчетных условий прочности самолета, под ред. А. И. Макаревского, М., 1975; Исследования по прочности авиационных конструкций, в кн.: ЦАГИ — основные этапы научной деятельности 1918—1968 гг. М., 1976; Гиммельфарб А. Л., Основы конструирования в самолетостроении, 2 изд., М., 1980; Макаревский А. И., Чижов В. М., Основы прочности и аэроупругости летательных аппаратов, М., 1982.

А. Ф. Селихов.

Прошаков Афанасий Григорьевич (1909—1985) — советский лётчик-испытатель, полковник. Окончил Ленинградскую теоретическую школу лётчиков (1931), Борисоглебскую школу лётчиков (1933), Высший тактические курсы усовершенствования командиров частей (1950). Работал в научно-исследовательском институте военно-воздушных сил (1940—1949). Участник Великой Отечественной войны. Сбил 4 самолёта и аэростат противника. Провёл государственные испытания опытных и модифицированных истребителей И-180, МиГ-3, Як-3, Як-9, Як-15, Як-19, Як-23, Як-25 и других. Летал на 117 типах самолётов, из которых 15 реактивные. Награждён 4 орденами Красного Знамени, орденом Отечественной войны 2‑й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Портрет смотри на стр. 457.

А. Г. Прошаков.

прямотеневой метод исследования — один из основных оптических методов исследования течений. Характерной особенностью является отсутствие оптического сопряжения плоскости изучаемого объекта с плоскостью экрана. Для реализации П. м. и. в простейшем случае (рис. 1) используют точечный источник света, а на экране наблюдают как бы тень объекта (отсюда название). Известны усложнённые схемы, в которых между изучаемой областью потока и экраном размешают специальные оптические системы. Такие схемы применяются, как правило, когда невозможна регистрация прямотеневого изображения в масштабе 1:1 или необходима промежуточная фокусировка светового пучка для установки в наиболее узкой его части специальных затворов, светофильтров, диафрагм и др. Качество прямотеневого изображения и чувствительность П. м. и. существенно зависят от размеров источника света и дифракции света на краях неоднородности. Типичное прямотеневое изображение неоднородного потока газа приведено на рис. 2. Неоднородность потока на прямотеневом изображении выглядит в виде тёмного участка; светлые участки образуются отклонёнными лучами. Если отклонение невелико, то светлые участки расположены рядом с тёмными. П. м. и. обеспечивает визуализацию газового потока с резкими изменениями (большими градиентами) плотности среды. Широко используется в аэродинамических трубах с транс- и сверхзвуковыми потоками. Особенно эффективен для определения положения и формы ударных волн, турбулентного пограничного слоя и др. В некоторых случаях П. м. и. позволяет получать количественную информацию о расположении неоднородных областей в потоке газа.

В. А. Яковлев.

Рис. 1. Схема простейшей прямотеневой установки: 1 — источник света; 2 — световой пучок; 3, 3' — невозмущённый и возмущённый световые лучи соответственно; 4 — экран (фотоплёнка); 5 — изучаемая область потока.

Рис. 2. Зарегистрированное на фотоплёнке прямотеневое изображение обтекающего модель сверхзвукового потока: 1 — модель (шар с иглой); 2 — державка; 3 — области потока с турбулентной структурой; 4 — скачки уплотнения.

прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) — бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель, в котором сжатие воздуха производится в воздухозаборнике за счёт кинетической энергии набегающего потока атмосферного воздуха (схему ПВРД см. в статье Воздушно-реактивный двигатель, рис. 1). ПВРД нашли применение в основном на беспилотных летательных аппаратах, используемых при больших сверхзвуковых скоростях полёта (разведчики, ракеты класса «воздух — земля», зенитные управляемые ракеты и другие). Летательный аппарат с ПВРД нуждается в стартовом двигателе-ускорителе, разгоняющем летательный аппарат до скорости включения ПВРД, соответствующей Маха числу полёта М_нач  =  1,5—2. В качестве стартовых используются ракетные двигатели (ракетные двигатели твёрдого топлива или жидкостные ракетные двигатели). ПВРД входит в конструкцию большинства комбинированных двигателей. Максимальная скорость при использовании ПВРД на керосине соответствует М{{_∞ ≈}} 5—6. Вследствие ограничений по работоспособности и низкой эффективности всех типов газотурбинных двигателей при М{{_∞}}{{ > }}3,5 ПВРД и гиперзвуковой ПВРД оказываются единственными типами воздушно-реактивных двигателей для получения высоких сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полёта.

Первоначально (50‑е гг.) ПВРД устанавливались вне фюзеляжа летательного аппарата на пилонах или применялась компоновка двигатель — фюзеляж с лобовым (рис. 1, а и б), а позже кольцевым (рис. 1, в) воздухозаборниками. Первая ступень этих летательных аппаратов имела ракетные ускорители (ракетные двигатели твёрдого топлива или жидкостные ракетные двигатели) и отбрасывалась при достижении М_нач. С середины 60‑х гг. начали разрабатываться интегральные (малообъёмные) компоновки, объединяющие в корпусе ракеты ПВРД и стартовый ракетный двигатель твёрдого топлива (рис. 1, г и д и рис. 2).

Уменьшение объёма ракеты достигается также использованием в ПВРД тяжёлых топлив с высокой объёмной теплотой сгорания (40—50 МДж/м³), например, тяжёлых углеводородов или борсодержащих топлив (жидких, суспензий и твёрдых). Применяются также твёрдые топлива с металлами (магний, алюминий).

Тяговые характеристики ПВРД выражаются безразмерным коэффициентом тяги C_p  =  P/(qF), где Р — тяга; q  =  Q_нV²{{_∞}}/2 — скоростной напор; Q_н — плотность атмосферного воздуха; V{{_∞}} — скорость полёта; F — площадь миделя (при М{{_∞}}  =  2—5 C_{p max}{{≈}}2,5-1). Экономичность ПВРД характеризуется удельным импульсом I_уд  =  P/G_т, где G_т — секундный расход топлива (при М{{_∞}}  =  2—5 I_уд  =  20—19 кН*с/кг, топливо — керосин). Эти значения в несколько раз превышают значения I_уд жидкостного ракетного двигателя и ракетного двигателя твёрдого топлива.

Высокая экономичность, возможность регулирования расхода топлива (тяги), проходных сечений реактивного сопла и воздухозаборника, свойство авторегулируемости тяги при изменении давления атмосферного воздуха по высоте полёта позволяют получить гибкие характеристики ПВРД, хорошо приспособляемые к потребностям летательных аппаратов различного назначения.

Историческая справка. Идея ПВРД предложена Р. Лореном (Франция, 1913). Теория ПВРД разработана Б. С. Стечкиным (1929). Первые разработки ПВРД выполнены во Франции (Р. Ледюк, 1933—1938) и СССР (И. А. Меркулов, 1939). Широкие разработки ПВРД начались в послевоенное время в СССР (М. М. Бондарюк и другие), США (Р. Марквардт), Великобритании и других странах. 70—80-е гг. характеризуются главным образом разработками малообъёмных ракет с ПВРД. Первая в мире малообъёмная ракета с ПВРД твёрдого топлива создана в СССР (1965). См. также Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

Лит.: Бондарюк М. М., Ильяшенко С. М., Прямоточные воздушно-реактивные двигатели, М., 1958.

В. А. Сосунов.

Рис. 1. Компоновки летательных аппаратов с ПВРД.

Рис. 2. Схема малообъёмной ракеты с интегральной двигательной установкой: 1 — корпус ракеты; 2 — секторный воздухозаборник по схеме г (см. рис. 1); 3 — сбрасываемая заглушка; 4 — камера сгорания ПВРД; 5 — сопло ПВРД; 6 — сбрасываемое сопло ракетного двигателя твёрдого топлива; 7 — заряд твёрдого топлива ракетного двигателя твёрдого топлива; 8 — топливный коллектор и стабилизатор горения топлива ПВРД; 9 — топливо ПВРД.

ПС — одно из применявшихся в СССР обозначений гражданских самолётов (пассажирских, почтовых и других). В числе этих самолётов, известных также под другие обозначениями, были ПС-4 («Юнкерс» W-33), ПС-5 (ХАИ-5, Р-10), ПС-7 (АНТ-7, Р-6), ПС-9 (АНТ-9), ПС-35 (АНТ-35), ПС-40, -41 (АНТ-40, СБ), ПС-84 (Ли-2), ПС-124 (модификация самолёта «Максим Горький» — АНТ-20бис) и другие.

псевдоскачок — область течения вязкого газа в канале, в которой происходит переход сверхзвукового течения в дозвуковое под действием противодавления на выходе из канала. В П. происходит интенсивное перемешивание потока и выравнивание его параметров по сечению. П. возникает в каналах воздушно-реактивного двигателя, аэродинамических трубах и других устройствах при Маха числе набегающего потока М{{_∞}} > 1,3 в результате взаимодействия замыкающего скачка уплотнения с пограничным слоем. При этом статическое давление на стенках канала плавно нарастает по длине L П. вплоть до максимального значения (см. рис.). Длина П. зависит от М{{_∞}}, толщины пограничного слоя, Рейнольдса числа Re и других параметров. При уменьшении М{{_∞}} и толщины пограничного слоя П. вырождается в обычный, близкий к прямому, скачок уплотнения. С увеличением М{{_∞}} длина П. быстро растёт. Например, в цилиндрической трубе диаметром d при Re  =  2*10⁶ и М{{_∞}}  =  2 она составляет L  =  6,3d, a при М{{_∞}}  =  3-L  =  9,5d. При увеличении противодавления на выходе из канала П. плавно или скачкообразно смещается против потока, и при определенном противодавлении наблюдается фиксация начала П. у входной кромки, его длина при этом резко сокращается. Фиксация П. возникает также в местах излома и в области отверстий, используемых для отсоса пограничного слоя.

Переднюю часть П. составляет цепочка последовательных скачков различной формы. В этой части П. наблюдается неустойчивость гидродинамическая, обусловливающая высокочастотные пульсации полного давления, существенно нарастающие с ростом М{{_∞}}. В задней части П. течение дозвуковое, интенсивность пульсаций уменьшается. Рассеяние энергии в П. (возрастание энтропии потока) происходит и в скачках уплотнения и в слое смешения, образующемся у стенок канала и постепенно заполняющем всё сечение потока. Однако основной причиной роста энтропии является диссипация энергии в слое смешения.

Понятие П. широко применяется для анализа работы воздухозаборников, каналов воздушно-реактивного двигателя и других устройств. При этом используется математический аппарат, разработанный на основе аппроксимаций профиля скорости в сечении П.

Лит.: Крокко Л., Ударные волны и псевдоударные волны в каналах, в кн.: Основы газовой динамики, под ред. Г. Эммонса, пер. с англ. М., 1963. В. Г. Гурылёв.

Структура псевдоскачка и распределение давления вдоль длины канала: 1 — скачки уплотнения; 2 — слой смешения.

психологическая совместимость в авиации — характеристика отношений между членами лётных экипажей, групп руководства полётами и т. п., проявляющихся в удовлетворённости межличностным общением и в согласованном взаимодействии. В авиации фактор совместимости («сплочённости», «слётанности») имеет важное значение. Различают психо-физиологическую совместимость — согласованность особенностей темперамента, психомоторных реакций и т. п., собственно психологическую совместимость — согласованность характеров, мотивов поведения; социально-психологическую совместимость — согласованность социальных ролей, интересов, ценностных ориентации. П. с. членов коллектива обнаруживается в следующих аспектах: поведенческом, определяющем успех совместной деятельности; эмоциональном, выражающемся в удовлетворённости членов коллектива друг другом; познавательном (когнитивном), проявляющемся в чёткой интеллектуальной координированности и взаимопонимании членов коллектива при решении профессор задач. Определение уровня П. с. возможно путём специальных исследований в трёх направлениях. Первое из них — изучение успешности выполнения коллективом профессор задач, удовлетворённости членов коллектива взаимопониманием и взаимоотношениями в нём. Второе направление предусматривает исследование индивидуально-психологических особенностей личности каждого члена коллектива. Третье направление — изучение социально-психологических особенностей коллектива. Изучением проблем П. с. занимается авиационная психология — одно из направлений медицины авиационной.

Лит.: Петровский А. В., Платонов К. К., Психология межличностных отношений, о кн.: Общая психология, 2 изд., М., 1976; Психологическая теория коллектива, М., 1979.

В. А. Бодров.

Пстыго Иван Иванович .(р. 1918) — советский военачальник, маршал авиации (1975), Герой Советского Союза (1978), заслуженный военный лётчик СССР (1967). В Советской Армии с 1936. Окончил Энгельсское военное авиационное училище лётчиков (1940), Высшую военную академию (1957; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был штурманом авиадивизии, корпуса, командиром штурмового авиаполка. Совершил 96 боевых вылетов. После войны командир авиаполка, авиадивизии, авиакорпуса, командовал воздушной армией. В 1967—1977 заместитель главнокомандующего ВВС.

Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 7 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1‑й степени, орденом Красной Звезды, медалями.

Соч.: На боевом курсе, М., 1989.

И. И. Пстыго.

Пугачев Виктор Георгиевич (р. 1948) — советский лётчик-испытатель, Герой Советского Союза (1988). После окончания Ейского военно-воздушного авиационного училища лётчиков имени В. М. Комарова (1970) лётчик-инструктор, командир звена (до 1977). Закончил Школу лётчиков-испытателей Министерство авиационной промышленности (1978), Московский авиационный институт (1980). В 1978—1980 лётчик-испытатель ЛИИ, затем в опытном конструкторском бюро имени П. О. Сухого. Испытал более 50 типов машин, включая опытные и экспериментальные, среди которых — Су-7Б, Су-9, Су-15, Су-24, Су-25, Су-27 и их модификации. В числе первых на истребителе-перехватчике Су-27 произвёл взлёт с трамплина (1982), посадку с использованием аэрофанишёра (1984), освоил высокоширотные полёты с посадкой на ледовом аэродроме (1988). Установил 7 мировых рекордов скороподъёмности (1986) на самолёте П-42 (модификация Су-27). Первым освоил на истребителе Су-27 динамичный выход на большие углы атаки (90{{°}} и более) — манёвр, получивший название «кобра П.» после его демонстрации на авиационном салоне в Бурже (1989). Премия имени профессора Н. Е. Жуковского(1989). Награждён орденом «знак Почёта», медалями.

В. Г. Пугачёв.

Пугачев Владимир Семёнович (р. 1911) — советский учёный, основоположник статистической теории управляемых систем, академик АН СССР (1981; член-корреспондент 1966), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1958), генерал-майор инженерно-авиационной службы (1949). В Советской Армии с 1929, участник Великой Отечественной воины. Окончил Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1931; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). С 1932 начальник вычислительного бюро НИИ ВВС. В 1934—1972 начальник кафедр Военно-воздушной инженерной академии (профессор с l939), с 1972 преподаёт в Московском авиационном институте, заведующий лабораторией статистических методов Института проблем управления АН СССР (1956—1984), с 1984 заведующий отделом статистических основ информатики Института проблем информатики АН СССР. Автор фундаментальных работ в области авиационной баллистики и динамики полёта, теории управления и информатики, теории дифференциальных уравнений и теории вероятностей. Создал научную школу в области прикладной теории вероятностей. Ленинская премия (1990), Государственная премия СССР 1948, 1976). Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1‑й и 2‑й степени, Дружбы народов, 2 орденами Красной Звезды, орденом «Знак Почёта», медалями.

Соч.: Теория случайных функций и ее применение к задачам автоматического управления, 3 изд.. М„ 1962; Стохастические дифференциальные системы, М., 1985 (совм. с И. Н. Синициным).

пулеметно-пушечное вооружение авиационное — авиационные пулеметы, пушки с их установками, а также боепасы к ним и прицельные системы, применяемые на летательных аппаратах. Основные характеристики: калибр пушек 20—57 мм, калибр пулемётов 7,62—15 мм, темп стрельбы 300—10000 выстрелов в 1 мин, начальная скорость снаряда (пули) 700—1100 м/с, масса пулемётов 8—25 кг, масса пушек 20—140 кг. Эффективная дальность стрельбы пушек 2000 м, крупнокалиберных пулемётов до 1200 м. По конструкции авиационные пулемёты и пушки подразделяются на 3 основные группы: одноствольные (с одним патронником или блоком из четырёх патронников и более — револьверные), использующие в работе энергию отката ствола или пороховых газов, отводимых в газовый двигатель; двуствольные с газоотводным двигателем автоматики; многоствольные (с блоком из трёх стволов и более). При стрельбе блок стволов вращается относительно неподвижного кожуха; во вращение он приводится газоотводным двигателем или внешним силовым приводом (электро-, гидро-, пневмодвигатель, воздушная турбина и т. п.). Темп стрельбы можно регулировать. Применяемые боеприпасы обладают осколочным, фугасным, бронебойным или зажигательным действием.

Боевое применение П.-п. в. обеспечивается сложным комплексом устройств, и систем — авиационными артиллерийский установками (ААУ), которые могут быть подвижными и неподвижными. В зависимости от места расположения различают 3 типа ААУ: встроенные фюзеляжные (верхние, нижние, бортовые, носовые, кормовые); встроенные крыльевые; подвесные или съёмные (подфюзеляжные, подкрыльевые). На истребителях и истребителях-бомбардировщиках применяются обычно неподвижные ААУ (прицеливание в воздухе осуществляется маневрированием летательного аппарата). Подвижные установки бомбардировщиков обеспечивают угловое перемещение оружия относительно летательного аппарата в одной или двух плоскостях, причём верхние, нижние и бортовые фюзеляжные установки могут иметь полусферическую зону обстрела, а кормовые и носовые — секторную. На одной ААУ могут устанавливаться 1—4 пушки или пулемёта; боекомплект достигает несколько тысяч патронов, а масса установки — 1 т.

В состав ААУ входят следующие устройства и системы: лафет, системы управления наводкой, питания и управления огнём. Лафет — силовая конструкция, соединяющая оружие с летательным аппаратом. Он состоит из станка, узлов крепления к нему оружия и амортизатора, смягчающего силу отдачи. Система управления наводкой, в которую входят измеритель рассогласования и силовой привод, управляет движением оружия в соответствии с данными прицела. Измеритель рассогласования состоит из датчика (контролирует угловое положение прицела) и приемника (контролирует угловое положение оружия). Если угловые положения прицела и оружия не согласованы, то измеритель подает сигнал на силовой привод, который разворачивает оружие в положение, согласованное с прицелом. Система питания включает патронные ящики, рукава питания, гильзо- и звеньеотводы и сборники. Система управления огнём предназначена для открытия и прекращения автоматической стрельбы, предохранения от прострела частей летательного аппарата (профильные ограничители стрельбы и контурные механизмы обвода), экономного расходования боеприпасов (счётчик патронов), включения в работу механизма перезаряжания оружия (автомат перезарядки). Некоторые образцы системы управления наводкой имеют специальные автоматические устройства для регулирования темпа стрельбы. Основное направление дальнейшего развития системы управления наводкой — автоматизация управления (использование радиолокационного и телетепловизорного прицелов, средств автоматики и вычислительной техники).

Разработка современных образцов П.-п. в. проводится с учётом тактики его применения, ограничений, накладываемых летательным аппаратом, на которых предполагается размещение автоматических пушек, а также минимальной номенклатуры боеприпасов и максимальной унификации вооружения.

А. Г. Шипунов, В. П. Грязев.

пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) — бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель периодического действия с теплоподводом к рабочему телу при повышенном давлении газового потока. По типу рабочего процесса ПуВРД можно разделить на две основные группы: волнового типа без автоматических клапанов или с клапанами на входе (ПуВРД) и с принудительным наполнением и продувкой (ПуВРД). В ПуВРД (см. рис.) повышение давления в процессе сгорания топлива в камере приводит в движение массу газа и воздуха, заполняющих камеру и длинное реактивное сопло, и вызывает перераспределение давления по тракту двигателя, вследствие чего камера сгорания и часть реактивного сопла заполняются новыми порциями воздуха, и давление в камере повышается перед сгоранием топливно-воздушной смеси в новом цикле. В ПуВРД, имеющих короткое сопло, автоколебания не играют заметной роли, а привод клапанов, продувка камеры и наполнение осуществляются принудительно. По конструктивным особенностям различают ПуВРД бесклапанные, с одноклапанной камерой сгорания (клапаны на входе) и с двухклапанной камерой сгорания (клапаны на входе и выходе из камеры). Идеальный цикл ПуВРД — цикл со сгоранием при постоянном объёме (V  =  const) — обеспечивает потенциальные термодинамические преимущества ПуВРД перед прямоточным воздушно-реактивным двигателем, работающим по циклу со сгоранием при постоянном давлении (p  =  const). Действительный цикл ПуВРД зависит от типа двигателя и потерь в элементах, различаясь в бесклапанных, одно- и двухклапанных ПуВРД. В наиболее распространённом типе ПуВРД — ПуВРДвт максимальное давление в цикле в 2,5—3 раза ниже, чем в цикле со сгоранием при V  =  const. В отличие от прямоточного воздушно-реактивного двигателя ПуВРД развивает тягу в стартовых условиях (при нулевой скорости полёта), однако уже при полёте с Маха числом М{{_∞}} > 0,4—0,5 ПуВРД уступает по лобовой тяге (из-за существенно меньшего расхода воздуха) и удельной массе.

ПуВРД устанавливались на самолётах-снарядах (например, ФАУ-1) и беспилотных мишенях.

Р. И. Курзинер.

пульт управления летательного аппарата — предназначается для размещения переключателей, тумблеров, кнопок управления и средств отображения информации, относящихся к одной или несколько системам (топливной, гидравлической, противообледенительной и другим) или к комплексу оборудования летательного аппарата. На самолётах 70—80‑х гг. использовались П. у.: автопилота, системы автоматического траекторного управления, навигационного комплекса, радиотехнических систем ближней и дальней навигации, радиосвязных систем и других.

На самолётах начала 90‑х гг. для уменьшения веса, экономии места в кабине и снижения нагрузки на членов экипажа автономные пульты заменены комплексными пультами (КП). КП построены таким образом, что могут выполнять функции автономных пультов любой из систем комплекса: например, КП радиотехнических систем может управлять настройкой и работой всех основных радиотехнических систем и устройств, КП системы самолётовождения отображает информацию о работе всех навигационных систем и при необходимости может управлять ими. В состав КП управления цифровым оборудованием, как правило, входят специализированный микропроцессор в сочетании с дисплеем и многофункциональными кнопками, меняющими своё назначение и индицируемые надписи непосредственно по команде оператора или через процессор. В КП могут быть блоки памяти (например, для выбора и настройки частот радиотехнических систем) и логической программы самоконтроля и предупреждения неправильных действий экипажа.

В зависимости от расположения П. у. в кабине различают: центральный пульт кабины — пульт, устанавливаемый в центре кабины между рабочими местами сидящих рядом членов экипажа летательного аппарата и обращённый лицевой панелью в их сторону; бортовой (боковой) пульт кабины летательного аппарата — устанавливается в кабине у левого (правого) борта летательного аппарата; потолочный пульт (см. рис. к статье Кабина экипажа).

П. у. в сочетании со средствами отображения информации образуют конструктивные элементы кабины, называемые авиационными панелями управления. Иногда П. у. называют щитком управления.

А. Л. Авиев.

пусковая система газотурбинного двигателя — совокупность устройств, предназначенных для принудительной раскрутки ротора газотурбинного двигателя при его запуске. П. с. состоит из пускового устройства (ПУ) — устройства для принудительной раскрутки ротора газотурбинного двигателя в процессе запуска, источника энергии, системы её передачи к ПУ, автоматики (панель с программным автоматом, элементы регулирования и коммутации). Выбор типа и параметров П. с. определяется типом и назначением летательного аппарата, значением и характером изменения требуемой мощности ПУ (N_пy), продолжительностью запуска газотурбинного двигателя, автономностью летательного аппарата. На выбор типа и параметров П. с. существенное влияние оказывают также возможность многоцелевого применения элементов П. с. (например, для подготовки и проверки энергосистем летательного аппарата), её ресурс, возможность запуска газотурбинного двигателя от работающего двигателя (на многодвигательных летательных аппаратах), возможность использования для запуска как от бортового, так и от аэродромного источника питания и других. В основном применяются электрические, воздушные (со сжатым воздухом низкого давления), турбокомпрессорная и гидравлическая П. с.

Область эффективного использования электрической П. с. ограничивается мощностью 18 кВт (в отдельных случаях до 45 кВт). На лёгких вертолётах и самолётах электрическую П. с. применяют для запуска основного газотурбинного двигателя, на средних и тяжёлых — для запуска газотурбинного двигателя вспомогательной силовой установки (вспомогательная силовая установка) и турбокомпрессорного стартера. В качестве пускового устройства в электрической П. с. используются электростартер (электродвигатель) и стартер-генератор (при запуске газотурбинного двигателя используется как стартер, а при работающем двигателе — как электрический генератор), в качестве источников питания — аккумуляторы (N_пу < 15 кВт) или вспомогательная силовая установка (N_пу  =  15—45 кВт).

Воздушные П. с. (рис. 1) применяются на многодвигательных вертолётах и самолётах при N_пу  =  20—150 кВт. В качестве источника сжатого воздуха в такой П. с. используются вспомогательная силовая установка, газотурбинный двигатель, наземный пусковой агрегат, в качестве ПУ — воздушный турбостартер — турбина (центростремительная или осевая, рис. 2), работающая на сжатом воздухе низкого давления. Параметры воздуха на входе в воздушный турбостартер составляют: давление 250—500 кПа, температура 420—600 К, расход 0,35—1,2 кг/с. На некоторых летательных аппаратах (преимущественно одноразового применения) используются воздушные турбостартеры, работающие на сжатом воздухе высокого давления (от баллонов со сжатым воздухом).

Область применения турбокомпрессорных П. с. — одно-, двухдвигательные самолёты военной авиации (при N_пу > 50 кВт). В качестве ПУ в такой П. с. используется турбокомпрессорный стартер (газотурбинный двигатель, используемый как ПУ для запуска основного двигателя) или турбокомпрессорный стартер-энергоузел (газотурбинный двигатель, используемый как ПУ для запуска основного газотурбинного двигателя, а также в качестве источника энергии для питания бортовых систем летательного аппарата).

На летательных аппаратах с широким использованием гидравлических систем для запуска вспомогательной силовой установки и основного газотурбинного двигателя применяются гидравлические П. с. В качестве ПУ в гидравлических П. с. используется обратимый гидронасос, работающий при запуске газотурбинного двигателя как гидродвигатель (гидростартер). Для запуска вспомогательной силовой установки, а иногда и маломощного газотурбинного двигателя (при отсутствии вспомогательной силовой установки на летательном аппарате) применяется гидропневмоаккумулятор.

Для некоторых летательных аппаратов (преимущественно одноразового применения) могут использоваться П. с. с ограниченным запасом рабочего тела: с топливовоздушным турбостартером, в камеру сгорания которого подаётся от баллонов сжатый воздух высокого давления; с турбостартером, работающим на твёрдом топливе (порохе); с турбостартером, работающим на жидком однокомпонентном (унитарном) топливе и другие. Для запуска малогабаритных, вспомогательных, подъёмных газотурбинных двигателей может использоваться воздушные П. с. с непосредственной подачей сжатого воздуха на рабочие лопатки турбины (компрессора).

Лит.: Кац Б. М., Жаров Э. С., Винокуров В. К., Пусковые системы авиационных газотурбинных двигателей, М., 1976.

Б. М. Кац.

Рис. 1. Схема воздушной пусковой системы многодвигательного самолёта: 1 — маршевый газотурбинный двигатель; 2 — воздушный турбостартер; 3 — регулирующая заслонка; 4 — пусковая заслонка; 5 — подача воздуха от аэродромно-пускового агрегата; 6 — обратный клапан; 7 — газотурбинный двигатель вспомогательной силовой установки; 8 — подача воздуха в систему кондиционирования; 9 — отбор воздуха от маршевого газотурбинного двигателя.

Рис. 2. Кинематическая схема воздушного турбостартера с осевой турбиной: 1 — отсечная заслонка; 2 — сопловой аппарат; 3 — осевая турбина; 4, 5 — шестерни редуктора; 6 — наружная обойма храповика; 7 — коронная шестерня редуктора; 8 — шестерня выключателя; 9 — ведущая шестерня редуктора.

пусковая установка (ПУ) авиационная — устройство для транспортировки и пуска ракет. ПУ может быть съёмной или являться частью летательного аппарата. Конструктивно ПУ состоит из направляющей, стопорного и контактных устройств, объединённых в силовом корпусе (см. рис.). Направляющие служат для удерживания ракеты при транспортировке и направления её при пуске. На самолётах направляющие ПУ могут иметь «нулевую» длину (точечная подвеска), так как скорость носителя обеспечивает устойчивое движение ракеты на начальном участке траектории. По конструкции направляющие делятся на полозковые и трубчатые, они могут объединяться в блоки для применения группы ракет (в этом случае они называются блоками ракетных орудий). Стопорные устройства предназначены для удерживания ракеты от продольного перемещения при транспортировке, они могут быть механическими .(например, пружинными), электромеханическими и другими. Стопорные устройства размещаются на каждой направляющей отдельно, но могут иметь групповое управление для обслуживания ПУ на земле. Контактное устройство служит для передачи электрических импульсов при пуске двигателя ракеты, а также для передачи командных импульсов исполнит, устройствам ракеты, находящейся на ПУ. Электрическая связь ПУ с летательным аппаратом осуществляется через штепсельный разъём, размещённый на силовой балке ПУ между узлами подвески.

Съёмная пусковая установка: 1 — ракета; 2 — корпус пусковой установки; 3 —узлы подвески; 4 — штепсельные разъёмы; 5 — направляющие; 6 — стопорное устройство.

путевая скорость — скорость летательного аппарата относительно поверхности Земли. П. с. определяется в каждый момент времени как векторная сумма воздушной скорости летательного аппарата и скорости ветра. Понятие П. с. используется в аэронавигации.

Путилов Александр Иванович (1893—1979) — советский авиаконструктор, профессор (1945) заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1972). После окончания Московского высшего технического училища (1920) принимал участие в комиссии по цельнометаллическому самолётостроению, в создании самолётов А. Н. Туполева (от AНТ-2 до АНТ-6). С 1932 возглавлял КБ при Тушинском авиационном заводе. Под руководством П. созданы серийные пассажирские самолёты «Сталь-2» (1931) и «Сталь-3» (1933) из нержавеющей стали. На опытном самолёте «Сталь-11» (1937) впервые в СССР были применены взлётно-посадочные щитки, получившие название «щитки ЦАГИ». Занимался сварными конструкциями в «Дирижаблестрое». Был необоснованно репрессирован и в 1938—1940 находился в заключении, работая в бригаде В. М. Петлякова в ЦКБ-29 НКВД, затем на конструкторской работе на разных заводах. С 1943 преподавал в Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского).С 1955 на конструкторской работе в опытном конструкторском бюро A. Н. Туполева. Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 2‑й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями. Портрет смотри на стр. 461.

пылезащитное устройство (ПЗУ) газотурбинных двигателей вертолётов — устройство съемное или встроенное), устанавливаемое перед воздухозаборником двигателя и предназначенное для очистки засасываемого в двигатель воздуха от пыли с целью уменьшения абразивного износа элементов его проточной части. Использование ПЗУ для газотурбинных двигателей вызвано большой концентрацией пыли в воздухе вокруг вертолёта, работающего в непосредственной близости от поверхности земли, в результате отбрасывания к земле воздушных потоков несущим винтом. Для газотурбинных двигателей вертолётов, как правило, применяются ПЗУ инерционного типа, в которых под действием инерционных сил частицы пыли сепарируются из засасываемого двигателем воздуха и затем выбрасываются из ПЗУ обратно в атмосферу с помощью вентилятора или эжектора.

Инерционные ПЗУ бывают мульти- или моноциклонной конструкции, а также с профилированными каналами с поворотами, необходимыми для сепарации пыли из воздушного потока. Мультициклонное ПЗУ представляет собой блок из нескольких десятков цилиндрических трубок небольшого размера (циклонов) с завихрителями потока на входе, создающими условия для сепарации пыли в закрученном потоке. Такое ПЗУ задерживает до 98% массы пыли, содержащейся в проходящем через циклон воздухе. Однако оно редко используется из-за относительно больших габаритных размеров и массы. Чаще используются моноциклонное ПЗУ (см. рис.) и ПЗУ с профилированными каналами, степень очистки в которых составляет 75—85%.

Л. С. Рысин.

Встроенное пылезащитное устройство: 1 — закручивающая лопатка; 2, 4 — раскручивающие лопатки; 3 — лопатки компрессора; 5 — элементы конструкции двигателя; а — вход воздуха в двигатель; б — воздух с пылью; в — к отсасывающему устройству; г — вход воздуха в компрессор.

Пышнов Владимир Сергеевич (1901—1984) — советский учёный в области аэродинамики самолёта, генерал-лейтенант-инженер (1946), доктор технических наук (1958), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1942), председатель самолётной секции Научно-технического комитета военно-воздушных сил (1949—1968). С 1920 в Советской Армии. Окончил Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1925; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Работал в частях военно-воздушных сил и в опытном конструкторском бюро Н. Н. Поликарпова. Преподавал в Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского (1926—1984, профессор, начальник кафедры). Автор научных трудов по теории штопора, управляемости, манёвренности самолёта. Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1‑й степени, Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Штопор самолета, М.—Л., 1934; Аэродинамика самолета, 3 изд., ч. 1—2, М.—Л., 1939; Динамические свойства самолета, М., 1951; Основные этапы развития самолета, М., 1984.

В. С. Пышнов.

«пьяджо» (Industrie Aeronautiche e Meccamche Rinaldo Piaggio, SpA) — самолето- и двигателестроительная фирма Италии. Современное название с 1964. Основана в 1884 как машино- и кораблестроительная фирма. В 1916 начала производство самолётов конструкции Дж. Капрони. После Первой мировой войны выпускала самолёты собственной конструкции и по лицензии, с 1925 — также и авиадвигатели. До 1943 выпустила несколько тысяч самолётов и гидросамолётов, в том числе тяжёлый бомбардировщик Р.108 с четырьмя поршневыми двигателями (первый полёт в 1939, смотри рис. в таблице XXII) и его военно-транспортный и пассажирский варианты. После возобновления деятельности в 1946 разработала самолёты: амфибию Р.136 с двумя поршневыми двигателями (1948), тренировочный Р.148 (1951), связной Р.149 (1953), туристский Р.166 (1957), лёгкий реактивный транспортный PD-808 (1964, совместно с фирмой «Дуглас»), транспортный Р.166 DL3 с двумя турбовинтовыми двигателями (1976), административный восьмиместный Р.180 «Аванти» с двумя турбовинтовыми двигателями (1986, см. рис.).

Фирма участвует в производстве ряда самолётов других фирм, выпускает по лицензиям США и Великобритании поршневые двигатели и газотурбинные двигатели для самолётов и вертолётов.

Ю. Я. Шилов.

Административный самолёт Пьяджо Р.180 «Аванти».

Пясецкий (Piasecki) Франк Николас (р. 1919) — американский конструктор и лётчик-испытатель винтокрылых летательных аппаратов. Сын выходца из дореволюционной России. Окончил Пенсильванский университет (1939) и Гуггенхеймовскую школу аэронавтики Нью-Йрркского университета (1940). В 1936—1940 работал механиком, а затем инженером-аэродинамиком на фирмах «Келлетт» и «Платт Ле Пейдж». В 1943 основал фирму «П-В энджиниринг форум», переименованную в 1946 в «Пясецкий геликоптер» (впоследствии в «Боинг вертол»), где построил в 1945 первый в мире серийный вертолёт продольной схемы PV-3. Всего (до 1956) П. разработано 6 вертолётов продольной схемы с взлётной массой 2,5—15 т. В 1956 П. вышел из основанной им фирмы, образовав новую («Пясецкий эркрафт»), где занимался постройкой и испытаниями летающих платформ, винтокрылов и геликостата (гибрида дирижабля и вертолёта).

Ф. Н. Пясецкий.

Пятышев Роман Валентинович (1910—1992) — советский конструктор аэростатов и дирижаблей, канд. технических наук (1951). Окончил дирижаблестроительный факультет Московского авиационного института (1932). В 1932—1940 преподавал в Московской воздухоплавательной школе и Дирижаблестроительном институте ГВФ. В 1942—1957 и с 1974 в Центральном аэрогидродинамическом институте, в 1957—1974 в Долгопрудненском КБ автоматики (с 1967 заместитель главного конструктора). Разрабатывал конструкции привязных и свободных аэростатов (в том числе моторизованный аэростат МАН-1400), субстратостатов и стратостатов различного назначения, оболочки всех строившихся в СССР дирижаблей (до 1946), полумягкие дирижабли. Предложил ряд методов испытаний баллонных материалов и баллонных конструкций, метод полунатурных испытаний высотных аэростатов, разработал методику проектирования и расчёта на прочность каркасированных плёночных оболочек стратостатов. Участвовал в разработке оболочек стратостата «Волга» объёмом 72,9 тысяч м³, в 1962 совершившего полёт на высоте 25458 м, и стратостата объёмом 107 тысяч м² с телескопом, на котором с 1966 проводятся систематические полёты на высоте 20 км. Награждён орденом Красной Звезды, медалями.

Р. В. Пятышев.