Р — 1) использовавшееся в СССР ( в основном в 20—30-х гг.) обозначение самолетов типа “разведчик”. Наиболее известные из них Р-1, Р-2, Р-5 Н. Н. Поликарпова (см. Поликарпова самолеты), Р-3, Р-6 А. Н. Туполева (см. Ту), Р-10 И. Г. Немана. Некоторые самолеты этого типа широко использовались и в гражданской (в том числе полярной) авиации.

2) Обозначение некоторых советских реактивных двигателей. Например, Р11-300, созданный под руководством С. К. Туманского (см. АМ)

рабочее колесо компрессора — вращающийся лопаточный венец компрессора, предназначенный для преобразования механической энергии вращения колеса в кинетическую и потенциальную энергию потока. Доля совершенной над воздухом работы, преобразуемой в потенциальную энергию потока в Р. к. к., характеризует степень реактивности ступени компрессора.

рабочее колесо турбины — часть ротора турбины, состоящая из диска и расположенных на нём рабочих лопаток, в результате взаимодействия которых с потоком газа происходит преобразование его энергии в механическую работу. Рабочая лопатка (см. рис.) состоит из пера 2, которое обтекается газом, замка 5 для соединения с диском, нижней полки 3 для образования внутренней поверхности проточной части, бандажной полки 1 для уплотнения радиального зазора между лопатками и корпусом турбины и снижения низкочастотных колебаний лопатки и “ножки” 4 для уменьшения теплового потока из пера в замок. Диск состоит из обода 6 с пазами для крепления лопаток. Полотно диска 7 и втулка 8 — несущие элементы, воспринимающие нагрузки от центробежных сил и крутящего момента.

На лопатки Р. к. т. непосредственно воздействует газ с высокой температурой, поэтому они изготовляются из более жаропрочных сплавов, чем диск. В высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателях Р. к. т. охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора. Лопатки имеют развитую систему внутреннего охлаждения, выполненную в виде каналов и щелей внутри пера, через которые продувается охлаждающий воздух (см. Охлаждение двигателя). Они изготовляются методом точного литья по выплавляемым моделям (неохлаждаемые лопатки могут изготовляться также штамповкой), диски — штамповкой или прессованием из гранул (см. Гранулируемые сплавы) с последующей механической обработкой. Температура рабочей лопатки турбины достигает 1000{{°}}С, а окружные скорости 500 м/с, поэтому турбина является самым напряжённым и трудным в доводке элементом двигателя.

В. X. Абианц.

рабочее тело — вещество, изменение параметров и физико-химического состояния которого, происходящее в элементах двигателя (компрессор, камера сгорания, турбина, входное и выходное устройства и др.) и в процессах, составляющих термодинамический цикл двигателя, обеспечивает преобразование тепловой энергии в полезную механическую работу. В авиационных газотурбинных двигателях и поршневых двигателях Р. т. являются сжатый воздух и продукты сгорания топлива, производящие работу в процессе расширения. В ракетных двигателях Р. т. являются продукты сгорания горючего и окислителя, запасаемых на борту летательного аппарата в жидком или твёрдом состоянии. Иногда Р. т. называется также ракетное топливо.

равновесная скорость звука — см. в статье Скорость звука.

равновесное течение — течение газа, в каждой точке которого поддерживается состояние термодинамического равновесия. В аэродинамике понятие Р. т. становится важным в том случае, когда имеют место реального газа эффекты. При этом Р. т. реализуется, если время релаксации физико-химических процессов намного меньше характерного времени пребывания частицы в рассматриваемой области поля течения. Тогда в каждой точке потока состояние газа (его состав, возбужденные уровни внутренней энергии и т. д.) определяется местными значениями температуры.

радиальная турбина — турбина с радиальным течением рабочего тела. В зависимости от направления потока существуют Р. т. с направлением потока к центру (центростремительные) и от центра (центробежные) — см. рис. В авиации обычно применяются центростремительные и, как правило, одноступенчатые Р. т. в различного рода вспомогательных силовых установках, системах кондиционирования воздуха и т. п., где расход рабочего тела относительно мал.

Ступень Р. т. состоит из соплового аппарата (безлопаточного или лопаточного) и рабочего колеса. Безлопаточный сопловой аппарат существенно упрощает конструкцию Р. т., позволяет использовать рабочее тело с более высокой температурой, уменьшает эрозию лопаток рабочего колеса и снижает уровень шума. В рабочем колесе большая часть теплоперепада (до 70%) срабатывается в результате действия центробежных сил. На выходе из рабочего колеса направление потока либо радиально-осевое, либо радиальное. Рабочие колёса Р. т. имеют малое число лопаток, их конструкция и производство просты.

В ступени Р. т. можно срабатывать больший теплоперепад, чем в ступени осевой турбины, так как при одинаковых напряжениях в рабочем колесе окружные скорости в Р. т. могут быть большими, чем в осевой. Обычно отношение давления на входе к давлению на выходе из турбины в Р. т. составляет 1,5—3,5 при окружной скорости на периферии рабочего колеса до 500 м/с, а максимальное значение мощностного КПД достигает 0,9 (см. в статье Коэффициент полезного действия компрессора, турбины).

К недостаткам Р. т. следует отнести большой диаметр корпуса турбины, трудности её компоновки в системе двигателя, а также сложность создания многоступенчатых Р. т., в связи с чем они получили ограниченное распространение.

Лит.: Митрохин В. Т., Выбор параметров и расчет центростремительной турбины на стационарных и переходных режимах, 2 изд., М., 1974.

Б. А. Пономарёв.

радиационный тепловой поток — поток теплоты, уносимый (приносимый) от тела (к телу) электро-магнитным излучением. Излучаемый поверхностью тела Р. т. п. равен q1 = {{e s }}T w4 (закон Стефана — Больцмана), где {{e }} — так называемая интегральная степень черноты поверхности, T w — её абсолютная температура, {{s }} — постоянная Стефана— Больцмана, и при высоких температурах (что реализуется при полётах с гиперзвуковыми скоростями) достигает больших значений. Например, при температуре поверхности 600 К Р. т. п. в окружающее пространство может достигать 75 кВт/м2. Наряду с другими факторами этот Р. т. п. определяет температуру равновесную поверхности летательного аппарата. На отводе теплоты за счёт Р. т. п. основана так называемая радиационная тепловая защита конструкции летательного аппарата.

При скоростях входа летательного аппарата в плотные слои атмосферы, больших или приближённо равных второй космической скорости, Р. т. п. от высокотемпературного газа (образующегося в поле возмущающего течения) к поверхности сравним с тепловым потоком за счёт конвективного переноса и может даже превышать его. В отличие от конвективного Р. т. п. возрастает при увеличении радиуса носовой части летательного аппарата. Газодинамическое и радиационное (испускание и поглощение электро-магнитного излучения) процессы взаимосвязаны, так как при испускании (поглощении) излучения газ теряет (приобретает) энергию, а интенсивность излучения зависит от состояния газа. Уравнения газовой динамики при учёте излучения газа дополняются уравнением переноса излучения, а в энергии уравнение добавляется дивергенция вектора полного (по всем направлениям и частотам) потока лучистой энергии.

Лит.: Неравновесные физико-химические процессы в аэродинамике. М.. 1972; Полежаев Ю. В., Юревич Ф. Б., Тепловая зашита, М., 1976.

В. С. Галкин.

радиовысотомер — прибор на борту летательного аппарата для определения геометрической высоты полёта. Основан на принципе измерения времени прохождения радиоволн между моментами их излучения и приёма после отражения от поверхности Земли. Основные элементы Р.: приёмопередатчик с блоком обработки сигналов, передающая и приёмная антенны, индикаторы высоты. Различают Р. с частотной (рабочая частота 4200—4400 МГц) и импульсной (845 МГц) модуляцией излучаемого сигнала. Р. первого типа служат для измерения высот в диапазоне 0—750 м (иногда до 1500 м) и применяются главным образом для обеспечения посадки. Р. второго типа измеряют высоту в диапазоне 500—25000 м; используются для навигации и при аэрофотосъёмке.

радиозонд — см. в статье Метеорологические приборы и оборудование.

радиокомпас — автоматический радиопеленгатор, устанавливаемый на борту летательного аппарата и предназначенный для измерения курсового угла радиостанции (КУР) — угла в горизонтальной плоскости между продольной осью летательного аппарата и направлением на пеленгуемую радиостанцию. Использование Р. в сочетании с курсовой системой и радиовысотомером позволяет осуществлять полёт по аэродромным приводным радиостанциям (ПРС). Р. состоит из направленной (рамочной) и ненаправленной антенн, радиоприёмного устройства, пульта управления и индикатора. Принцип действия Р. основан на сравнении амплитуд и фаз сигналов, поступающих с направленной и ненаправленной антенн. Дальность действия зависит от высоты полёта и мощности радиостанции (при работе с ПРС мощностью 500 Вт составляет 200—300 км). Погрешность определения КУР не превышает 3—5{{°}}. Р. входит в состав пилотажно-навигационного оборудования летательного аппарата в качестве резервного средства, а на лёгких самолётах местных линий является основным средством, обеспечивающим самолётовождение.

радиолокатор бортовой — см. Бортовая радиолокационная станция.

радиолокатор метеорологический — см. в статье Метеорологические приборы и оборудование.

радиомаяк — передающая (или приемопередающая) радиостанция, установленная на земной поверхности или на движущемся объекте (например, самолёте-заправщике, судне, ИСЗ и др.), излучающая специальные радиосигналы. По параметрам этих радиосигналов (амплитуде, фазе, частоте, времени или их комбинациям), принимаемых на земле или на борту движущегося объекта, можно определить направление на Р., а в ряде случаев — дальность до Р. Наземные Р. служат, в частности, для определения координат местоположения летательного аппарата (см. Радионавигация).

радионавигация летательных аппаратов — метод навигации летательных аппаратов с использованием радиотехнических средств. Эти средства могут быть автономными, работающими из радиолокационном принципе (радиовысотомер, доплеровский измеритель скорости и угла сноса, бортовая радиолокационная станция), и неавтономными, представляющими собой совокупность радиомаяков и бортовых радиотехнических устройств или систем (радиотехнические системы дальней и ближней навигации, спутниковая навигационная система, автоматический радиокомпас, система предупреждения столкновений. По способу определения текущего местоположения летательные аппараты различают три группы метода Р.: счисления пути, позиционные и обзорно-сравнительные. Методы счисления пути основаны на измерении составляющих вектора путевой скорости с помощью доплеровского измерителя скорости и угла сноса и интегрировании их по времени с использованием информации о курсе. Позиционные методы заключаются в измерении навигационных параметров, характеризующих положение летательного аппарат относительно известных радиомаяков или ориентиров. Обзорно-сравнительные методы основаны сравнении измеренных радиотехнической системой каких-либо параметров (например, рельефа пролетаемой местности) с аналогичными параметрами, заложенными в память ЭВМ.

Лит.: Авиационная радионавигация, Справочник под ред. А. А. Сосновского, М., 1990

радиопоглощающие материалы (РПМ) — особый класс композиционных материалов, состав и структура которых обеспечивают эффективное поглощение электрической энергии (в результате преобразования ее другие виды энергии, главным образом в тепловую) в диапазоне радиоволн. РПМ используются для снижения радиолокационной контрастности летательных аппаратов, а так же морских и наземных объектов (уменьшения их эффективной поверхности рассеяния) для оборудования безэховых камер и испытательных стендов при исследованиях и отработке антенной аппаратуры, для обеспечения магнитной совместимости бортовых систем, для поглощения электро-магнитного излучения в СВЧ-трактах радиоизмерительной аппаратуры и т. д.

В состав РПМ входят неметаллическая (обычно полимерная или керамическая) матрица и мелкодисперсные порошкообразные или дискретные волокнистые проводящие наполнители (или их сочетание). При взаимодействии электро-магнитного излучения с РПМ происходят одновременные процессы поглощения (обусловливающие тепловые потери), рассеяния (вследствие структурной и геометрической неоднородности материала) и интерференции радиоволн.

По рецептурному составу РПМ классифицируют на немагнитные диэлектрические, в которых в качестве поглощающего наполнителя используются проводящие частицы и волокна на основе модификаций углерода (сажа, графит и др.) и немагнитных металлов (алюминий, медь и др.), магнитодиэлектрические (мелкодисперсные порошки железа, никеля, кобальта, ферритов в диэлектрической полимерной матрице) и магнитные (ферритовые) материалы. В зависимости от эффективного рабочего частотного диапазона, определяемого обычно коэффициентом отражения электро-магнитных волн, РПМ подразделяют на широкодиапазонные и частотнонастроенные, или резонансные. По структурному признаку различают однослойные, интерференционные, градиентные и комбинированные РПМ. Однослойные РПМ, имеющие однородную по толщине структуру и обладающие диэлектрическими и магнитными свойствами, являются узкодиапазонными и обеспечивают эффективное поглощение электро-магнитного излучения при толщине, равной четверти длины волны. В интерференционных РПМ, представляющих собой чередование диэлектрических и проводящих слоев, уменьшение уровня отражённого сигнала достигается за счёт противофазного сложения волн, отразившихся от металлической поверхности объекта, диэлектрических прослоек и электропроводящих слоев. Градиентные РПМ — многослойные структуры с плавным или ступенчатым изменением по толщине комплексной диэлектрической (или магнитной) проницаемости. Разновидность РПМ градиентного типа — материалы с геометрическими неоднородностями, имеющие рельеф поверхности в виде пирамид, конусов, трубок, шипов, гофров и т. п., уменьшение коэффициента отражения от которых достигается в результате многократного отражения волны от поверхностных неоднородностей и поглощения энергии при каждом отражении. Комбинированные РПМ представляют сочетание РПМ всех трёх типов.

При изготовлении РПМ применяются традиционные способы технологии получения композиционных материалов — прессование, напыление, экструзия и др., обеспечивающие получение изделий из РПМ заданной конфигурации.

Ю. А. Гаращенко.

радиопрозрачные материалы — диэлектрики, не изменяющие существенным образом амплитуду и фазу проходящей сквозь них электро-магнитные волны радиочастотного диапазона. В авиации Р. м. применяются главным образом для изготовления антенных обтекателей летательных аппаратов. К Р. м. предъявляются следующие основные требования: обеспечение заданной прочности и устойчивости конструкции в условиях воздействия аэродинамических нагрузок при полёте и импульсных перегрузок при взлёте и посадке самолёта, эрозионная стойкость под воздействием ударов капель дождя, града или снега при полётах через полосу осадков, стойкость к тепловой эрозии, обеспечение заданных радиотехнических характеристик в рабочих секторе углов падения и диапазоне волн. В зависимости от преобладания тех или иных требований стенки обтекателей могут быть однослойными или многослойными (с 2, 3, 5, 7 слоями). В качестве однослойных конструкций применяются такие композиционные материалы, как, например, стеклопластики и органопластики. Для многослойных конструкций из чередующихся слоев с различной плотностью в качестве заполнителей используют сотовые материалы (жёсткие и армированные), например, стеклосотопласт. Некоторые свойства Р. м. приведены в таблице

Таблица — Некоторые свойства радиопрозрачных материалов

Материал

Предел прочности при сжатии, МПа

Относительная диэлектрическая проницаемость (при частоте колебаний 10 ГГц)

Тангенс угла диэлектрических потерь

Стеклопластик

300—320

3,3—3,7

0,010—0,032

Органопластик

60—80

2,8—3,8

0,014—0,020

Стеклосотопластик

3

1,05—1,15

0,002—0,005

Для теплостойких обтекателей применяют керамику и ситаллы. Эти материалы, характеризующиеся исключительно высокой однородностью структуры и стабильностью диэлектрических свойств в условиях воздействия высоких температур, используются в конструкциях, подвергающихся жёсткому термическому удару.

В. С. Грушко.

радиосвязное оборудование — предназначается для двустороннего обмена информацией между экипажем летательного аппарата и наземными радиостанциями и другими летательными аппаратами, а также для внутренней связи между членами экипажа в полёте и на земле. В гражданской авиации используются следующие диапазоны радиочастот: 2—30 МГц — для дальней связи (на расстояниях до 3000 км); 118—137 МГц — основной, для оперативной связи в пределах прямой радиовидимости; 1530—1670 МГц — для связи через ИСЗ; 325—530 кГц — для связи в полярных и приполярных районах при нарушении связи в диапазоне 2—30 МГц.

Состав бортового Р. о., его технические характеристики и процедуры радиообмена для самолётов гражданской авиации определяются нормами ИКАО, регламентом радиосвязи и Нормами лётной годности. В обязательный минимальный состав бортового Р. о. пассажирских самолётов входят: радиостанция диапазона 118—137 МГц (два комплекта); радиостанция диапазона 2—30 МГц (при полётах на сложных трассах для резервирования устанавливается второй комплект, а при полётах в полярных районах радиостанция диапазона 325—530 кГц); аппаратура внутренней связи; портативная радиостанция для авиационной связи и подачи сигналов бедствия на частотах 121,5 и 243 МГц (входит в аварийное снаряжение экипажа).

Бортовые радиостанции диапазона 118—137 МГц имеют выходную мощность передатчика 16—25 Вт при массе 3,5—5 кг; чувствительность приёмника 1,5—3 мкВ; дальность связи в пределах прямой радиовидимости до 350 км; модуляция — амплитудная, двухполосная; связь — симплексная. Мощность излучения (пиковая) радиостанций диапазона 2—30 МГц 200—400 Вт при массе 15—25 кг; дальность связи 1000—3000 км; основной вид излучения — амплитудная однополосная телефония и передача цифровой информации; связь — симплексная; чувствительность приёмника 1,5—3 мкВ.

Передача речи и прослушивание сообщений осуществляются через аппаратуру внутренней связи посредством ларингофонно-микрофонно-телефонных гарнитур, объединяющих на одном оголовье динамический микрофон и головные телефоны. Применяются также выносные ручные микрофоны и кабинные громкоговорители. Аппаратура внутренней связи обеспечивает не только связь между членами экипажа, но и одновременное прослушивание в телефонах специальных сигналов оповещения и радионавигационных устройств.

Управление Р. о. осуществляется через пульт аппаратуры внутренней связи, обеспечивающий выбор радиостанции для связи, и пультов управления соответствующих радиостанций, с помощью которых устанавливаются рабочие частоты и режимы работы станций. Установка частоты бесподстроечная с шагом 25 кГц в диапазоне 118—137 МГц и 100 Гц в диапазоне 2—30 МГц.

К Р. о. как обязательному бортовому оборудованию первой категории предъявляются повышенные требования по надёжности и резервированию. Наработка на отказ Р. о. не менее 3000 ч. В военное авиации используются диапазоны 220—400 и 960—1200 МГц (для ближней оперативной связи), 10—30 кГц (для связи с подводными лодками) и др.

Лит.: Авиационная радиосвязь. Справочник, под ред. П. В. Олянчука, М., 1990. Л. П. Новочадов.

радиотелеметрическая система (РТС) — служит для измерения, передачи по радио, приёма, регистрации и обработки электрических сигналов, характеризующих состояние летательного аппарата и его подсистем, а также условия полёта и внешние условия. При испытаниях самолётов и вертолётов РТС часто используется как информационный канал системы управления лётным экспериментом в реальном времени, в авиационно-космических комплексах является элементом штатной системы управления.

РТС состоит из передающей и приёмной частей. В состав передающей части входят датчики, преобразующие физ. сигналы в электрические, суммирующие и кодирующие устройства, передатчик. Приёмная часть содержит приёмник, разделители сигналов, регистрирующие устройства, устройства обработки и отображения результатов. Передающая часть РТС размещается на испытуемом летательном аппарате, приёмная часть — на земле, корабле или сопровождающем самолёте. В последнем случае расширяется зона приёма телеметрических измерений и появляется возможность проведения лётных испытаний с радиотелеметрическими измерениями в любых регионах страны без предварительного оборудования трассы.

РТС — многоканальные, цифровые; рассчитаны на измерения сотен и даже тысяч различных электрических сигналов. Разделение этих сигналов в РТС, как правило, временное; применяются также адресные системы. РТС работают обычно в метровом и дециметровом диапазонах длин волн, что позволяет использовать приёмные антенны небольшой направленности с поляризацией, близкой к круговой.

Скорость передачи информации в РТС достигает нескольких миллионов бод, погрешность не превышает нескольких десятых долей процента. Дальность действия РТС определяется мощностью передатчика, чувствительностью приёмника, эффективностью передающих и приёмных антенн и составляет тысячи — сотни тысяч км в зависимости от полосы пропускания радиоканала. Современные РТС имеют гибкую структуру, обеспечивающую одновременное измерение медленно- и быстропеременных сигналов, построены с использованием модульного принципа, что позволяет создавать в рамках одной РТС различные конфигурации, отличающиеся габаритными размерами приёмной аппаратуры, условиями применения, надёжностью, помехозащищённостью и др. Особенность современных РТС — совмещённость их со средствами внешнетраекторных измерений, вычислительным комплексом и командной радиолинией управления, что при размещении приёмной станции на самолёте — командном пункте создаёт практически неограниченные возможности их использования для управления лётным экспериментом в реальном времени.

Лит.: Кошевой А. А., Телеметрические комплексы летательных аппаратов. М., 1975; Знаменская А. П., Лимар П. С., Шведов В. П., Информационно-измерительные системы для летных испытаний самолетов и вертолетов. М., 1984.

А. М. Знаменская

радиотехнические измерения — см. в статье Внешнетраекторные измерения.

радиус действия летательного аппарата — наибольшее расстояние, на которое летательный аппарат может удалиться от аэродрома вылета для выполнения задания при условии возвращения на тот же аэродром. Для военной авиации характерным является тактический Р. д. — расстояние, на котором летательный аппарат может решить поставленную боевую задачу при установленном запасе топлива, заданных режиме и профиле полёта и возвратиться на аэродром вылета с неиспользованным аэронавигационным запасом топлива. Тактический Р. д. зависит от лётно-технических характеристик летательного аппарата, числа летательных аппаратов в группе, содержания поставленной задачи, применяемых способов боевых действий, условий боевой и метеорологической обстановки. Для увеличения Р. д. применяются подвесные топливные баки и заправка топливом в полёте. Тактический Р. д. самолёта-ракетоносца включает также радиус действия ракеты.

Раевский Александр Евгеньевич (1887—1937) — русский лётчик, прапорщик. Окончил во Франции лётную школу Блерио (1911). Затем работал лётчиком-инструктором в школе пилотов Всероссийского аэроклуба; совершал показательные полёты во многих городах России и занимался фотографией в части её применения в авиационном деле. В период Первой мировой войны руководил подготовкой лётчиков в Севастопольской военной авиационной школе (Кача); участвовал в боевых действиях, с 1917 командир десятого авиационного отряда, с 1918 заведующий аэростанцией главного аэродрома в Херсоне. С 1919 в Красной Армии; готовил лётчиков в Киевской, а затем Московской авиационной школах. С февраля 1920 на испытательной работе в лётном отделе Главвоздухфлота. С сентября 1922 прекратил лётную деятельность по состоянию здоровья и вернулся к своей второй профессии фотографа. Заведовал учебной фотолабораторией в Академии Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского (1922—1923), работал в редакции журнала “Самолёт” (1924—1930) и в ЦАГИ (до 1932). Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

разбег — ускоряющееся движение самолёта по взлетно-посадочной полосе до момента отрыва его опорных устройств от поверхности взлетно-посадочной полосы. Р. самолёта является начальным этапом взлёта, а длина разбега (путь, проходимый самолётом от точки трогания в начале Р. до точки отрыва его опор от взлетно-посадочной полосы в конце Р.) относится к его основам лётно-техническим характеристикам. Р., как правило, осуществляется при максимальной тяге двигателей. Наиболее существенными параметрами, определяющими длину Р., являются взлётная масса самолёта, суммарная тяга двигателей, сопротивление (трение) при движении опорных устройств по поверхности взлетно-посадочной полосы, аэродинамические силы, действующие на самолёт при Р., и скорость отрыва. Уменьшение длины Р. самолёта, расширяющее возможности его использования, достигается увеличением тяговооружённости (энерговооружённости), уменьшением удельной нагрузки на крыло и увеличением подъёмной силы путём применения механизации крыла и (или) энергетической механизации крыла. Для сокращения длины Р. могут применяться специальные стартовые ускорители, которые обычно сбрасывают после взлёта.

разведывательный летательный аппарат — боевой летательный аппарат, предназначенный для воздушной разведки войск, военных и других объектов противника. Разведывательные самолёты в зависимости от назначения и конструкции разделяются на самолеты тактической, оперативной и стратегической разведки. Вертолёты используются для ведения тактической разведки. В зависимости от характера решаемых задач и условий ведения разведки Р. л. а. могут оборудоваться несколькими фотоаппаратами для дневной и ночной съёмки в различных масштабах, радио- и радиолокационными станциями с высокой разрешающей способностью, теплопеленгаторами, звукозаписывающей и телевизионной аппаратурой, магнитометрами. Получают развитие автоматические устройства обработки разведывательной информации непосредственно на борту летательного аппарата. Наряду с пилотируемыми Р. л. а. для ведения тактической и оперативной воздушной разведки применяются беспилотные летательные аппараты. Используются также и автоматические дрейфующие аэростаты.

Впервые боевое применение разведывательные самолёты нашли во время Триполитанской (1911—1912) и Балканских (1912—1913) войн. Русские лётчики и конструкторы сыграли большую роль в совершенствовании разведывательных самолётов, конструировании аэрофотоаппаратов и самолётных связных радиостанций. В ходе Первой мировой войны разведывательные самолёты широко использовались для визуальной и фотографической разведки, а также корректирования огня артиллерии. Во время Второй мировой войны в качестве разведывательных самолётов применялись истребители, штурмовики и бомбардировщики, оснащённые разведывательным оборудованием (аэрофотографии и радиосвязным).

разворот —движение летательного аппарата по криволинейной траектории с изменением направления (курса) полёта (см. рис.). Р. может быть с набором высоты, в горизонтальной плоскости и со снижением. Р. используется как фигура пилотажа. Два последовательных Р. в разные стороны с набором высоты с полубочкой между ними называется двойным восходящим разворотом; Р. без скольжения называется координированным Р. (см. также Боевой разворот, Вираж).

Разворот (а) и двойной восходящий разворот (б).

разгерметизация кабины — нарушение герметичности кабины летательного аппарата, сопровождающееся уменьшением давления воздуха в ней ниже установленных норм (см. Система жизнеобеспечения). Р. к. может происходить в результате аварийного разрушения элементов конструкции гермокабины, отказа системы регулирования давления или преднамеренного выключения системы герметизации кабины членами экипажа (например, при аварийном покидании летательного аппарата). Особенно опасна внезапная Р. к. на больших высотах, приводящая к мгновенному (в течение долей секунды) перепаду давлений воздуха (так называемая взрывная декомпрессия). В этих случаях необходимы экстренное использование кислородных масок экипажем и пассажирами, а также снижение самолёта до безопасной высоты.

разгон летательного аппарата — этап полёта с существенным увеличением скорости. Характеризуется временем Р. — временем, необходимым для достижения определенной, например, максимальной, скорости. В военной авиации малое время Р. создаёт возможность догнать самолет противника или, при необходимости, выйти из-под атаки, что обеспечивает лётчику инициативу в воздушном бою. Уменьшение времени Р. достигается уменьшением сопротивления аэродинамического и увеличением тяговооружённости (или энерговооружённости) летательного аппарата.

раздвижная тяга — см. в статье Сервопривод.

размах крыла — расстояние между плоскостями, параллельными плоскости симметрии крыла, и касающимися его крайних точек. Р. к. является важной геометрической характеристикой летательного аппарат, оказывающей влияние на его аэродинамические и лётно-технические характеристики, а также одним из основных габаритных размеров летательного аппарата. Для самолётов с изменяемой в полёте стреловидностью крыла Р. к. — переменная величина. Для удобства определения аэродинамических коэффициентов при любых стреловидностях крыла принимается условно постоянный размах (например, при максимальной стреловидности крыла.

разреженных газов динамика, раздел газовой динамики, изучающий явления, требующие учёта молекулярной структуры газа и, следовательно, привлечения представлений и методов кинетической теории газов.

Классическая газовая динамика справедлива когда Кнудсена число Kn < < 1, то есть параметры газа слабо меняются на длине свободного пробега молекул (сплошная среда). Благодаря столкновениям молекул в окрестности каждой точки поля течения устанавливается близкое к равновесному распределение молекул по скоростям, которое определяется несколькими макроскопическими величинами (скоростью течения u, плотностью {{r }}, температурой T) и производными от них. Это позволяет локальные связи между тензором напряжений, вектором потока энергии и другими величинами, с одной стороны, и газодинамическими переменными u, {{r }}, Т и их производными — с другой, и построить замкнутую систему газодинамических уравнений. По мере роста числа Kn функция распределения определяется всё большей областью течения, так что невозможно установить локальные связи и получить замкнутую систему уравнений для конечного числа макроскопических величин. Такие течения требуют описания на молекулярном уровне с помощью функции распределения f(v, r, t), удовлетворяющей Больцмана уравнению. Особенности таких течений в наибольшей мере проявляются в предельном случае Kn {{® }} ¥ , когда столкновениями молекул можно пренебречь, так что функция распределения не меняется вдоль потока молекул. Такие течения называются свободномолекулярными течениями. Характер течения определяется столкновениями молекул с ограничивающими течение поверхностями, законами взаимодействия молекул с твердым телом или жидкостью. Свободномолекулярные течения существенно отличаются от течений сплошной среды. Особенно нагляден гипертермический режим, когда скорость набегающего на тело потока много больше тепловой скорости молекул массы m, так что можно считать, что все молекулы движутся с одинаковой скоростью V. Если n — число молекул в единице объёма набегающего потока и S — площадь миделя обтекаемого тела, то число молекул, падающих на тело, равно nVS, а приносимый ими импульс Xi = r V2S, где Q = mn. Полное же сопротивление аэродинамическое X = Xi + Xr, где Xr — реактивный импульс отражённых от тела молекул. Если пренебречь импульсом отраженных молекул, то коэффициент лобового сопротивления (см. Аэродинамические коэффициенты) cxa = X/(½r V2S) = 2 независимо от формы тела; с учётом X, имеем cxa > 2. В континуальном режиме (сплошная среда) cxa хорошо обтекаемых тел составляет десятые или сотые доли единицы, а плохо обтекаемых близок к 1. В гипертермическом потоке подъёмная сила обусловлена лишь реактивным импульсом отраженных молекул. В условиях орбитального полёта скорость отраженных молекул много меньше скорости набегающего потока и коэффициент подъёмной силы cya мал. Соответственно аэродинамическое качество K = cya/cxa мало независимо от формы обтекаемого тела, в то время как при Kn < < 1 для крыльев значение K может достигать единиц или десятков. При Kn < < 1 наибольшая температура тел и газа равна температуре торможения, в то время как в гипертермическом потоке температура теплоизолированного тела выше температуры торможения. Таким образом, характер течения при Kn < < 1 и Kn > > 1 существенно различен. Между этими предельными случаями лежит переходный, в котором не пригодны как континуальное описание, так и упрощения свободномолекулярного режима. Здесь приходится решать полное уравнение Больцмана, которое много сложнее Навье — Стокса уравнений. Для его решения наибольшее распространение получил метод статистического моделирования (так называемый метод Монте-Карло). Для получения приближенных решений используются также модельные кинетические уравнения с упрощённым интегралом столкновения. Промежуточная область граничит с областью течения со скольжением, в которой справедливы уравнения Навье — Стокса со скольжения условиями и условиями температурного скачка.

Влияние числа Кнудсена на структуру потока наиболее наглядно прослеживается на примере течения Куэтта — течения, возникающего между двумя параллельными пластинами, расположенными на расстояние L друг от друга, имеющими одинаковую температуру и движущимися в противоположные стороны с постоянными скоростями ± V/2. Если V мала по сравнению с тепловой скоростью молекул, то приближенное решение уравнения Больцмана имеет вид

{{формула}}

где u — скорость газа, {{t }}xy — постоянное в пространстве между пластинами напряжение трения, {{m }} — динамическая вязкость, c — константа. При Kn > 1 газ между пластинами покоится, а напряжение трения пропорционально давлению, так как {{m }}~{{r a l }}, где {{a }} — скорость звука, {{l }} — средняя длина свободного пробега молекул. При этом проскальзывание u{{t }} = ½V -u газа относительно стенки максимально и равно K/2. По мере уменьшения числа Kn скольжение уменьшается, и при Kn < < 1 u = cKnV/2 в соответствии с условиями скольжения для уравнений газовой динамики. Напряжение трения при этом становится пропорциональным {{m }} и градиенту скорости, как это и следует из континуальной газовой динамики. В течении Куэтта характеристики монотонно изменяются с изменением Kn. Однако в других течениях многие характеристики в промежуточной области значений Kn не монотонны. Так, при течении по трубе объёмный расход имеет минимум при некотором значении Kn (парадокс Кнудсена). Не монотонны и аэродинамические характеристики. Например, сопротивление тонких тел (пластина, параллельная потоку, конус) имеет максимум. При обтекании таких тел в результате межмолекулярных столкновений на тело попадают молекулы, которые, не будь столкновений, пролетели бы мимо тела, что и приводит к увеличению сопротивления по сравнению с сопротивлением в случае свободномолекулярного течения.

Сложность решения уравнения Больцмана и отсутствие во многих случаях надёжных данных о взаимодействии молекул между собой и поверхностями делают актуальным эксперимент. Для исследования течений разреженного газа используются вакуумные аэродинамические трубы, а взаимодействие молекул с поверхностями изучается с помощью молекулярных пучков. При создании вакуумных труб возникают сложные проблемы моделирования течений, так как законы взаимодействия молекул между собой и поверхностями существенно зависят от температур газа и стенки, так что для полного моделирования недостаточно выдержать натурные значения Маха числа M и Рейнольдса числа Re, но необходимо выдержать и натурные значения температур газа и тела. Для этого приходится нагревать газ в форкамере и охлаждать модель. Как правило, удаётся достичь лишь частичного моделирования. Вакуумные трубы позволяют исследовать многие детали континуальных течений. Разреженность газа (увеличение {{l }}) позволяет “растянуть” течение. Так, например, ударную волну или кнудсеновский слой, имеющие при нормальных условиях толщину порядка 10-7 м, можно растянуть до размеров, приемлемых для исследования их структуры. Для экспериментального изучения течений разреженного газа, наряду с очень чувствительными весами, датчиками давления и потоков теплоты, используются электронные, рентгеновские, лазерные (основанные на флуоресценции и рассеянии) методы диагностики.

Важным объектом исследований являются струи, истекающие в вакуум или в область с низким давлением. Такие струи широко применяются для управления космическими и воздушно-космическими аппаратами, а также характерны при работе вакуумных аэродинамических труб. В струях течение может проходить все режимы — от течений, характерных для сплошной среды, до свободномолекулярного течения, в них происходят релаксационные процессы, химические реакции, конденсация и образование кластеров (твёрдых частиц или капель жидкости). Поэтому струи являются удобным объектом для изучения этих процессов, определения констант реакций, времён релаксации и т. д. Поскольку разные газы в струях ведут себя по-разному, то в них можно получить разделение газов и изотопов, а также выделение различных веществ в виде кластеров. Методы Р. г. д. используются при исследовании течений в пористых телах и капиллярах, для исследования движения и испарения дисперсных сред.

Лит.: Коган М. Н., Динамика разреженного газа. Кинетическая теория, М., 1967; Кошмаров Ю. А., Рыжов Ю. А., Свирщевский С. Б., Экспериментальные методы в механике разреженного газа, М., 1981; Берд Г., Молекулярная газовая динамика, пер. с англ., М., 1981; Белоцерковский О. М., Численное моделирование в механике сплошных сред, М., 1984. М. Н. Коган.

Течение Куэтта.

разрушающая нагрузка — предельная нагрузка, при которой происходит разрушение конструкции; практически — нагрузка на конструкцию в момент, непосредственно предшествующий её разрушению. Р. н. определяется испытаниями или расчётным путём. Расчёт Р. н. заключается в вычислении значения нагрузки, при котором напряжения, деформации или усилия в элементах конструкции достигают предельных значений. Значение Р. н. зависит от свойств материалов и типа соединений конструктивных элементов, характера и способа нагружения (динамическое, статическое, повторно-статическое и др.), наличия концентрации напряжений, усталостных трещин и т. п. Нормы прочности летательных аппаратов предусматривают Р. н. не меньше расчётной нагрузки в каждом случае нагружения.

разрушение конструкции — заключительная стадия работы нагруженной конструкции, характеризующаяся исчерпанием её прочности и работоспособности вследствие необратимых изменений формы, нарушения целостности силовых элементов или механических связей между ними. Р. к. происходит вследствие достижения в элементах предельных напряжений или деформаций, общей потери устойчивости конструкции, превышения критической длины усталостной трещины, достижения третьей стадии ползучести материала. Процесс Р. к. зависит от характера нагружения (динамическое, статическое, повторно-статическое и др.), рабочей температуры элемента, его напряжённого состояния, типа конструкции, наличия и расположения ослабленных мест, концентраторов напряжений и др. Характер Р. к. может быть местным или общим. Местное Р. к. не выводит конструкцию из строя. Усилия, действовавшие ранее в разрушенных элементах, воспринимаются соседними элементами, и внешняя нагрузка вновь уравновешивается внутренними усилиями. Общее Р. к. характеризуется катастрофическим, лавинообразным разрушением элементов и их соединений. Конструкция, как правило, расчленяется, наблюдается взаимное перемещение её элементов. Нормы прочности летательных аппаратов предусматривают общее Р. к. при нагрузках, превышающих расчётные или равных им, местные — при нагрузках выше эксплуатационных.

Для проверки фактической прочности авиационные конструкции подвергаются статическим испытаниям до разрушения, ресурсным испытаниям, а также испытаниям на остаточную прочность.

Лит.: Кан С. Н., Свердлов И. А., Расчет самолета на прочность, о изд., М.. 1966; Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов, М., 1974.

К. М. Иерусалимский

разрывное устройство аэростата — устройство для быстрого выпуска подъёмного газа из оболочки привязных и свободных газонаполненных аэростатов и нежёстких дирижаблей. Выпуск газа через Р. у. на дирижаблях и привязных аэростатах производится при аварийных ситуациях либо при их разоружении (разборке с выпуском газа) на площадках или в эллингах. На свободных аэростатах Р. у. используется для быстрого выпуска газа при посадке с целью предохранения аэростата от тренажа (волочения). Чтобы не допустить сильного удара гондолы о землю, обычно Р. у. вскрывают на высоте 3—4 м от земли.

Р. у. размещается в верхней части оболочки; представляет собой большую щель (см. рис.) или треугольный вырез, вскрываемые особым приспособлением экипажем или автоматически. Размер вскрытого отверстия должен обеспечить полный выход газа из оболочки дирижабля за время не более 10 мин. Размер и конструкция Р. у. на свободных аэростатах должны обеспечивать выход 2/3 находящегося в оболочке газа в течение не более 1 мин. Р. у. щелевого типа на дирижаблях и привязных аэростатах может состоять из ряда отверстий, закрываемых общей лентой, или представлять собой особые клапаны, открываемые автоматически. На некоторых конструкциях автоматических свободных аэростатов (см. Дрейфующий аэростат) применяют Р. у. щелевого типа, вскрываемые при отцепе подвески от оболочки. Вскрытие Р. у. на привязном аэростате происходит автоматически при обрыве привязного троса.

Схема управления разрывным устройством на свободном тренировочном аэростате.

разрывы гидродинамические — скачкообразные изменения газодинамических величин (давления, плотности, скорости, завихренности и т. д.) или их производных, подчинённые так называемым условиям динамической совместности. Эти условия следуют из сохранения законов и связывают скорость распространения поверхности разрыва со значениями газодинамических переменных по обе её стороны. Существуют два резко различающихся типа Р. г.: тангенциальные разрывы и ударные волны. Тангенциальные разрывы движутся вместе со средой, а ударные волны распространяются по частицам среды. При этом слабые ударные волны, в которых изменения газодинамических переменных (например, давления p) малы по сравнению с их значениями в невозмущающем потоке ({{D }}p/p < 1), распространяются со скоростью, близкой к скорости звука. Поэтому поверхности слабого разрыва в первом приближении совпадают с характеристическими поверхностями уравнений газовой динамики. В газе могут образовываться или задаваться начальными условиями разрывы, на которых не выполняются условия динамической совместности. Такие разрывы в дальнейшем самостоятельно существовать не могут и распадаются на несколько Р. г., среди которых могут быть ударные волны и тангенциальные разрывы.

Лит.: Курант Р.. Фридрихc К., Сверхзвуковое течение и ударные волны, пер. с англ., М., 1950; Ландау Л. Д., Лифшиц Е. М., Механика сплошных сред, 2 изд., М., 1954.

Райан (Ryan) Тьюбал Клод (1898—1982) — один из первых американских авиаконструкторов. В 1919—1921 прошёл подготовку на лётчика-истребителя в училище армейской авиации. В 1922 основал авиатранспортную компанию “Райан эрлайнс” (Ryan Airlines), в которой занимался также модификацией самолётов и постройкой новых. В 1926 разработал лёгкий двухместный самолёт (см. “Райан”). В 1929 Р. покинул авиакомпанию и в 1933 основал фирму “Райан аэронотикал компани” (Ryan Aeronautical Company), которая стала специализироваться на разработке и постройке учебно-тренировочных самолётов. В начале 50-х гг. Р. стал заниматься беспилотными летательными аппаратами различного назначения и экспериментальными вертикально взлетающими самолётами. В 1969 Р. продал свою фирму и основал фирму “Райсон” (Ryson) для разработки мотопланёров.

“Райан” (Ryan Aircraft Corporation) — авиастроительная фирма США. Созданная в 1922 Т. К. Райаном авиатранспортная компания “Райан эрлайнс” (Ryan Airlines) с 1925 начала развивать собственное авиационное производство и выпустила одномоторный почтовый самолёт М-1. На его модифицированном варианте (с увеличенным размахом крыла, дополнительным запасом топлива и т. д.) Райан NYP (New York — Paris, Нью-Йорк — Париж), названный “Спирит оф Сент-Луис” (рис. в таблице XIV), Ч. Линдберг совершил в 1927 первый беспосадочный перелёт в одиночку через Атлантический океан. Основные характеристики самолёта: двигатель Райт J5-C “Уэрлуинд” мощностью 166 кВт, длина самолёта 8,4 м, площадь крыла 29,2 м2, размах 14,02 м, взлётная масса 2330 кг (в том числе 1180 кг топлива), крейсерская скорость 174 км/ч. Во время экономического кризиса компания прекратила существование, но как авиастроительная фирма была воссоздана в 1933 и начала производить тренировочный самолёт S-T (с 1939 как РТ-16). Во время Второй мировой войны выпускались новые варианты этого самолёта. Фирмой выполнен ряд экспериментальных разработок. В их числе палубный истребитель XF2R-1 (первый полёт в 1946) с комбинированной силовой установкой (турбовинтовой двигатель + турбореактивный двигатель), который был создан на базе истребителя FR-1 “Файрболл” (1944), выпущенного небольшой серией и оснащённого поршневым двигателем с воздушным винтом и турбореактивным двигателем, а также ряд самолетов вертикального взлета и посадки различных конструктивных схем Х-13 (1955), VZ-3RY (1959), XV-5 (1964), ХС-142 (1964; разрабатывался совместно с фирмами “Воут” и “Хиллер”). В начале 50-х гг. были начаты разработки беспилотных летательных аппаратов, а после присоединения к концерну “Теледайн” (в 1969) фирма под названием “Теледайн Райан аэронотикал” в основном стала выпускать телеуправляемые воздушные мишени и дистанционно-пилотируемые летательные аппараты других назначений.

Райт (Wright), братья: Уилбер (1867—1912) и Орвилл (1871—1948) — американские пионеры авиации, авиаконструкторы и пилоты, создатели первого в мире самолёта, способного совершить управляемый установившийся полёт. Родились в семье местного церковного деятеля, получили среднее образование. В Дейтоне (штат Огайо) в 1889 начали издавать газету в собственной типографии, а в 1893 открыли велосипедную мастерскую. Примерно в 1896 под влиянием работ О. Лилиенталя и других заинтересовались авиацией. В 1900—1902 в Китти-Хок (штат Северная Каролина) совершали полёты на планерах собственной конструкции (выполнено свыше 1000 полетов), проводили исследования в построенной ими в 1901 аэродинамической трубе. Разработали систему управления летательного аппарата с помощью отклонения переднего горизонтального оперения, перекоса концов крыльев и поворота киля. 17 декабря 1903 на своём биплане “Флайер 1” (см. рис. и рис. в таблице III) с бензиновым поршневом двигателем совете, конструкции мощностью 8,8 кВт и двумя толкающими воздушными винтами совершили четыре полета (в первом Орвилл пролетел 36,5 м за 12 с, в последнем Уилбер — 260 м за 59 с). Самолёт со взлётной массой 355 кг разгонялся по направляющей длиной 18 м и приземлялся на два полоза. На усовершенствованных моделях впервые выполнены полеты: по кругу (1904), по замкнутому 39-км маршруту 38 мин (1905), на 123,8 км за 2 ч 8 мин (1908); с достижением высоты 2998 м (1910). Показательными полётами во Франции и Германии (1908—1909) братья Р. продемонстрировали превосходство своего самолета над европейскими моделями. Они получили американский на свой самолёт (1906), продали новую модель самолёта военному ведомству США (1908) и лицензии на производство нескольким странам, организовали две лётные школы в США. В 1909 братья Р. основали в США фирму “Райт компани” (Wright Company) по производству самолётов и двигателей, президентом которой был Уилбер (до своей смерти от тифа), а затем Орвилл до 1914, когда он продал свои акции. В 1916 фирма вошла в состав авиационной корпорации “Райт-Мартин компани” (Wright-Martin Company), которая распалась в 1920.

В Первую мировую войну Орвилл работал техническим консультантом на фирме “Дейтон-Райт эрплейн компани” (Dayton-Wright Airplane Company), выпускавшей главным образом военные самолёты английской конструкции (ликвидирована в 1923), участвовал в разработке беспилотного летательного аппарата “Баг”. Позже Орвилл занимался исследованиями (в частности, разработал систему автоматической стабилизации самолёта), был консультантом, член национального совещательного комитета по авиации, председателем национального Совета по аэронавтике. С именами братьев Р. и их ближайших помощников связывают 32 типа планеров и самолётов, которые, однако, не получили большого распространения. Деятельность братьев Р. отмечена многими наградами; в местах их деятельности воздвигнуты памятники, организованы мемориалы. Однако приоритет братьев Р. в создании первого самолёта официально не признавался в США до 1942, что заставило Орвилла в 1928 в знак протеста передать первый самолёт музею в Великобритании (возвращён в США только в 1948).

Схема самолёта “Флайер 1” братьев Райт.

О. Райт.

У. Райт.

ракета авиационная — оружие боевой авиации для поражения воздушных и наземных целей, использующее для доставки боеприпаса к цели реактивный двигатель. Существуют неуправляемые и управляемые Р.

Неуправляемая авиационные Р. (НАР) состоит из боевого снаряжения (заряд взрывчатого вещества с поражающими элементами различного назначения и взрыватель, обычно ударного действия) и реактивный двигатель твердого топлива с закреплённым на нём стабилизатором, обеспечивающим стабильность траекторий однотипных ракет. Запускаются НАР из блоков направляющих труб или рельсовых пусковых установок. Известны варианты НАР, снабжённых простейшей системой управления, корректирующей полёт Р. к цели.

Начиная с 1954 всё более широкое распространение получают управляемые Р. (УР) двух классов: “воздух — воздух” и “воздух — поверхность”. УР — летательный аппарат массой от десятков до тысяч кг с дальностью полёта от нескольких до тысяч км, способный маневрировать за счёт подъёмной силы крыльев и корпуса при управлении аэродинамическими поверхностями (рулями или поворотными крыльями, элеронами или роллеронами — гироуправляемыми элеронами, интерцепторами), а также газовыми рулями, поворотными соплами и т. п. Аэродинамические схемы УР представлены на рис. 1. На УР используются ракетные двигатели твёрдого топлива (одно- и двухрежимные) или комбинированные ракетно-прямоточные двигатели, а на дальних крылатых ракетах — экономичные ТРД.

УР класса “воздух — воздух” (рис. 2), самонаводящиеся по методу пропорциональной навигации (см. Самонаведение), используют для пеленгации цели радиолокационную, инфракрасную или лазерную головки самонаведения (ГСН). Сигналы управления ракетой формируются в автопилоте соответствующими алгоритмами обработки информации от ГСН (об относительном движении цели; и от бортовых датчиков угловых скоростей, угловых и линейных ускорений ракеты. Для отклонения органов управления применяются рулевые приводы трёх типов: электрические, гидравлические и газовые. Первичными источниками питания служат электрические аккумуляторы и батареи, газобаллонные и пороховые аккумуляторы давления, гидроаккумуляторы.

Современные системы наведения могут представлять собой комбинацию из инерциальных корректируемых систем с цифровыми вычислителями, активных или полуактивно-активных радиолокационных ГСН, чем достигается автономное наведение ракет на большой дальности. На ракетах малой дальности используются более простые системы с инфракрасными ГСН. Боевое снаряжение ракеты включает боевую часть (заряд взрывчатого вещества, поражающие элементы осколочного, стержневого или комбинированного типа, предохранительно-исполнительный механизм) и неконтактный взрыватель. В зависимости от типа ракеты применяются радиолокационные (активные, полуактивно-пассивные), лазерные (активные) или инфракрасные (пассивные) неконтактные взрыватели.

Установился следующий типаж ракет класса “воздух — воздух”: ракеты малой дальности и ближнего воздушного боя (масса до 100 кг, дальность пуска — в пределах радиуса действия инфракрасных ГСН); ракеты средней дальности (всепогодные, всеракурсные, всевысотные) для поражения воздушных целей всех типов (масса 150—250 кг, дальность до 100 км); ракеты большой дальности для перехвата особо важных целей в сложных условиях (масса до 500 кг, дальность до 300 км).

Точность самонаведения можно характеризовать вероятностью попадания в круг заданного радиуса. В зависимости от условий применения вероятность попадания в круг радиусом около 10 м для ракет с радиолокационной ГСН (масса боевой части около 30 кг) составляет 0,6—0,9. Более точные ракеты с инфракрасной ГСН с той же вероятностью попадают в круг радиусом 3—5 м (масса боевой части 10—12 кг). Промах обусловлен случайными и динамическими ошибками наведения: первые связаны с шумами управляющего сигнала (угловые флуктуации прямого или отражённого излучения цели, помехи, внутренние шумы электронной аппаратуры); вторые возникают в результате противоракетного манёвра цели и систематических ошибок аппаратуры управления (ложных сигналов).

УР класса “воздух — поверхность” в связи с широким диапазоном размеров, уязвимости, информационных и прочих свойств цели отличаются значит, разнообразием по дальности действия, скорости полёта (дозвуковые и сверхзвуковые), принципам пеленгации целей и построения систем управления, типам боевого снаряжения. Классификация таких Р. приведена на рис. 3.

Ракеты малой дальности применяются для атаки неконтрастных целей после визуального обнаружения и опознавания цели. Прицеливание (целеуказание), а в некоторых системах и наведение осуществляются оператором (на одноместных самолётах — лётчиком). Командное наведение выполняется по методу “трёх точек” (цель, ракета, атакующий самолёт) оператором, который командами, передаваемыми по радиокомандной линии или по проводам на борт ракеты, стремится удерживать её на линии самолёт — цель.

В оптико-электронных (лазерных) командных системах датчики, расположенные на борту ракеты, получают ориентацию относительно цели в информационном поле, создаваемом пространственно-временной модуляцией лазерного излучения с борта носителя. Направление на цель, относительно которого создаётся модуляция, задаётся вручную оператором или определяется автоматически по информационным признакам цели. В поле может быть закоординировано несколько целей и осуществлено наведение нескольких ракет на каждую цель.

В системах лазерного полуактивного самонаведения лазерные ГСН ракеты пеленгуют цель, освещённую лучом лазера с самолёта-носителя, специального самолёта (вертолёта)-подсветчика или с земли. Луч лазера удерживается на цели либо оператором вручную, либо автоматизированной следящей системой (например, с телевизионным пеленгатором) по первичному целеуказанию оператора. В системах телевизионного самонаведения отклонение от направления на цель определяется сравнением текущего изображения приёмной электронно-лучевой трубки телевизионной ГСН ракеты с эталонным изображением, зафиксированным в памяти головки оператором при первичном целеуказании. Эталон по мере сближения с целью автоматически обновляется. По принципам запоминания и сравнения с эталоном информационных признаков цели различают системы контрастные, яркостные и корреляционные. Тепловизорные системы отличаются от телевизионных тем, что чувствительными элементы их приёмных трубок работают не в видимой, а в инфракрасной области спектра, что позволяет применять их как в дневное, так и в ночное время. Ошибка наведения, выявленная координатором цели лазерного, телевизионного или тепловизорного типа, используется для формирования сигнала управления ракетой по методу прямого наведения или пропорциональной навигации. В системах, управляемых вручную или полуавтоматически, ошибки наведения обусловлены главным образом неточностью целеуказания или формирования команд оператором. Диапазон промахов: от прямых попаданий до кругового вероятного отклонения Eк.в.о. » 10 м.

Для атаки цели без входа в зону её ПВО применяются ракеты средней дальности (30—300 км). Пеленгация цели осуществляется по её электро-магнитному излучению (радиолокаторы системы ПВО), по радиоконтрасту (корабль в море) или по телевизионно-радиокомандной линии связи. Для поражения излучающих целей используются самонаводящиеся ракеты с пассивными ГСН, чувствительными в спектральном диапазоне ожидаемого излучения цели. Радиоконтрастные цели поражаются ракетами с комбинированными системами наведения: инерциальными (по первичному целеуказанию с борта самолёта-носителя) с переходом на самонаведение после захвата цели активной (возможно пассивной или полуактивной) ГСН ракеты. Телевизионно-командные системы позволяют осуществлять наведение ракет на любые различимые в видимом спектре цели. Оператор на командном пункте управляет полётом ракеты с помощью радиокомандной линии по телевизионному изображению, передаваемому с борта ракеты, ориентируясь сперва по изображению местности: по линиям (дороги, реки) или по ориентирам. Когда в поле зрения телевизионного координатора ракеты появляется цель, оператор производит наведение командами или переключает систему на самонаведение по зафиксированному целеуказанием эталону.

Погрешность наведения ракет средней дальности — от прямых попаданий (в крупноразмерную цель типа корабля, моста) до Eк.в.о. » 10 м при наведении на радиолокаторы из-за переотражения их излучения от земли.

Стратегические ракеты большой дальности с ядерными боеголовками управляются по программе, контролируемой инерциальной системой наведения. Современные крылатые ракеты снабжены инерциальной системой, корректируемой в заранее выбранных зонах коррекции системой ориентации по физическим полям земли или по рельефу местности. Разрабатываются более точные системы ориентации управляемых Р. класса “воздух — поверхность”, основанные на корреляционной идентификации информации, получаемой в полёте, с введённой в память ЭВМ ракеты “фотографией” цели или местности, полученной в видимой, инфракрасной, радиочастотной (путём активной радиолокации или радиометрии) областях спектра, а также в магнитное поле.

Необходимым условием использования систем коррекции является введение в память ЭВМ ракеты априорной информации с признаками зоны коррекции (или цели) для идентификации. Боевые части управляемых Р. класса “воздух — поверхность” специализированы соответственно уязвимости поражаемых целей: кумулятивные и бронебойные других типов — для поражения бронированной техники прямым попаданием; фугасные — для поражения наземных сооружений, транспортных средств, радиолокаторов и т. п.; фугасные проникающего действия (бетонобойные) — разновидность фугасных для поражения железобетонных сооружений, взлетно-посадочных полос и т. п.; кассетные, снаряжаемые суббоеприпасами различного назначения, в том числе управляемыми; ядерные.

Р. Д. Кузьминский

Рис. 1. Аэродинамические схемы управляемых авиационных ракет: а — класса “воздух — воздух”; б — класса “воздух — поверхность”; 1 — “Фолкон” AJM-4D (США); 2 — “Сайдуиндер” AJM-9B (США); 3 — “Мажик” R-550 (Франция); 4 — ASRAAM AJM-132 (Великобритания); 5 — “Спарроу” AJM-7F (США); 6 — AMRAAM AJM-120 (США); 7 — “Феникс” AJM-54A (США); 8 — “Мейврик” AGM-65 (США); 9 — “Гарпун” AGM-84 (США); 10 — “Мартель” AS-37 (Франция); 11 — “Стандарт” ARM AGM-78 (США); 12 — “Экзосет” АМ-39 (Франция); 13 — “Томагавк” AGM-109 (США); 14 — ALCM AGM-86B (США). Из представленных, на рисунке схем 1 — “бесхвостка”; 2, 3 — “утка”; 4 — бескрылая схема; 5 — “поворотное крыло”; 6—4 — нормальные схемы.

Рис. 2. Схематическая компоновка управляемых авиационных ракет класса “воздух—воздух”: 1 — обтекатель; 2 — головка самонаведения; 3 — автопилот; 4 — руль; 5 — блок питания; 6 — неконтактный взрыватель; 7 — антенна неконтактного взрывателя; 8 — боевая часть; 9 — предохранительно-исполнительный механизм; 10 — крыло; 11 — РДТТ; 12 — роллерон; 13 —топливная шашка; 14 — поражающие элементы; 15 — заряд взрывчатого вещества; 16 —электронный блок; 17 — турбогенератор; 18 — датчики; 19 — рулевой привод; 20 —электронные блоки; 21 — гиростабилизированный привод головки самонаведения; 22 — антенный блок.

Рис. 3. Классификация управляемых авиационных ракет класса “воздух — поверхность”.

ракетное топливо — вещество или совокупность веществ, представляющих собой источник энергии и рабочего тела для ракетного двигателя. Основными показателями Р. т., определяющими его эффективность, являются тяга, развиваемая ракетным двигателем, отнесённая к секундному расходу топлива (удельный импульс тяги), и плотность топлива. Удельный импульс тяги увеличивается с увеличением тепловыделения (теплоты сгорания топлива) с уменьшением молекулярной массы продуктов сгорания. Удельный импульс тяги большинства Р. т. увеличивается с увеличением содержания в них водорода, а их плотность уменьшается.

Классификация применяемых Р. т. основана на их физическом состоянии: твёрдое топливо (ТРТ), жидкое и сжиженное (ЖРТ). ТРТ состоит из смеси неорганического окислителя и горючего в чистом виде (пороха) или с добавками полимерного связующего (СТРТ — смесевое твёрдое ракетное топливо). В качестве ТРТ также используются вещества, у которых в состав одной и той же молекулы входят как окислительные, так и горючие элементы (баллиститные ТРТ). В последние, так же как и в СТРТ, добавляются высокоэнергетические горючие и окислители и различные присадки. ТРТ изготовляются в виде блоков и шнуров.

ЖРТ разделяются на одно- (унитарное), двухкомпонентное и пусковое. Однокомпонентное топливо представляет собой вещество, в котором горючее и окислитель объединены в одном компоненте в виде химического соединения или устойчивой смеси. Двухкомпонентное ЖРТ предназначено для двигателя с раздельной подачей в камеру сгорания горючего и окислителя. В качестве горючих применяются в основном гидриды (углеводороды, гидразин, его производные) и водород, в качестве окислителей — жидкий кислород, оксиды азота и азотная кислота. Применяются само- и несамовоспламеняющиеся топлива.

Пусковое топливо представляет собой вещества, используемые в ЖРД только в период его пуска для обеспечения воспламенении основного несамовоспламеняющегося топлива в камере сгорания (например, смесь триэтилалюминия с триэтилбором).

По удельному импульсу ТРТ уступают жидким, так как из-за химической несовместимости не всегда удаётся использовать в составе ТРТ энергетически эффективные компоненты. См. также Твёрдое ракетное топливо.

Лит.: Зрелов В. Н., Серегин Е. П., Жидкие ракетные топлива, М., 1975; Химмотология ракетных и реактивных топлив, М., 1987.

А. Ф. Живан

ракетно-прямоточный двигатель (РПД) — комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и прямоточного воздушно-реактивного двигателя (см. рис.). В ракетном двигателе (газогенераторе) при высоком давлении сжигается топливо с недостатком окислителя, и продукты неполного сгорания подаются через сопла в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, где догорают в потоке воздуха, одновременно производя его эжекционное сжатие. Эффект эжекции и использование топлив с высокой теплотой сгорания позволяют увеличить лобовую тягу и понизить начальную скорость включения двигателя по сравнению с обычным прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Теоретически РПД может иметь тягу на старте, но практически его целесообразно использовать, начиная со скорости, соответствующей Маха числу полёта M¥ > 1—1,5, то есть со стартовым ускорителем. Эффект эжекции и дожигания топлива в тракте прямоточного воздушно-реактивного двигателя повышает экономичность (удельный импульс) РПД в несколько раз по сравнению с ракетными двигателями. Однако по этому показателю РПД уступает обычному прямоточному воздушно-реактивному двигателю.

РПД может быть использован на ракетах при полёте в плотных слоях атмосферы. Нашли применение РПД твёрдого топлива (РПДТ), входящие в интегральную компоновку “малообъёмных” ракет (см. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель). В РПДТ применяются топлива, содержащие металлы (магний, алюминий), бор и др. теплопроизводительные элементы. Применение в РПДТ многосопловых блоков газогенераторов позволяет сократить длину прямоточной камеры сгорания и повысить полноту дожигания топлива в воздухе.

Лит.: Курзинер Р. И., Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета, М., 1989.

В. А. Сосунов

Схема ракетно-прямоточного двигателя твёрдого топлива: 1 — набегающий поток воздуха; 2 — воздухозаборник; 3 — газогенератор; 4 — камера сгорания; 5 — реактивное сопле; 6 — вытекающие газы; 7 — многосопловый блок газогенератора, 8 —заряд твёрдого топлива.

ракетно-турбинный двигатель (РТД) — комбинированный двигатель, в котором сочетаются элементы турбореактивного и ракетного двигателей. В РТД компрессор, сжимающий атмосферный воздух, приводится во вращение турбиной, работающей на продуктах сгорания газогенератора (ГГ), представляющего собой ракетный двигатель. Основные разновидности РТД: по принципиальной схеме — РТД со смешением потоков продуктов сгорания ГГ и воздуха за компрессором — РТДсм (рис. 1), РТД с раздельными потоками — РТДр (рис. 2); по типу используемого топлива — РТД жидкого топлива (РТДЖ), РТД твёрдого топлива (РТДТ), РТД газообразного топлива (РТДГ), РТД гибридного топлива и воздушно-реактивные РТД, использующие в качестве топлива горючее при работе ГГ ракетного двигателя на газифицированном и подогретом горючем или на переобогащённой смеси воздух — горючее (РТД “пароводородной” схемы — РТДп, РТД с системой ожижения части воздуха, отбираемого за компрессором, — РТДож и др.); по конструктивной схеме — РТД с прямой связью роторов компрессора и турбины, РТД с редуктором, понижающим частоту вращения ротора компрессора по сравнению с частотой вращения ротора турбины. Термодинамический цикл РТД, как и любого комбинированного двигателя, состоит из двух циклов: генераторного ракетного цикла (цикла ГГ) и основного (рабочего) воздушного цикла с обменом энергии между ними и передачей механической работы (в РТДр) или работы и теплоты (в РТДсм). Относительная работа и термический кпд {{h 1}} основного цикла РТД выше соответствующих параметров циклов форсированных ТРД (или ТРДД) благодаря увеличению степени повышения давления в цикле ГГ и степени теплоподвода, что при использовании одного и того же топлива обусловливает тягово-экономические преимущества РТД перед форсированными ТРД (или ТРДД). Удельная масса РТД ниже, чем ТРДДФ, вследствие увеличения давления в цикле ГГ и уменьшения размеров ГГ. Высотно-скоростные характеристики РТД, использующего ракетное топливо, занимают промежуточное положение между характеристиками ЖРД и ТРДФ (или ТРДДФ). РТД имеют преимущества перед смешанной силовой установкой, состоящей из ТРДФ (или ТРДДФ) и ЖРД, обеспечивая при равных с ней значениях тяги более низкие удельные расходы топлива, а при одинаковых удельных расходах топлива обладают лучшими габаритными и высотными показателями.

В 80-х гг. РТД ещё не нашли практического применения.

Р. И. Курзинер

Рис. 1. Схема РТД со смешением потоков: 1 — компрессор; 2 — газогенератор; 3 —турбина; 4 — стабилизатор пламени; 5 — камера сгорания; 6 — сопла.

Рис. 2. Схема РТД с раздельными потоками: 1 — компрессор; 2 — газогенератор; 3 — турбина; 4 — камера сгорания наружного контура; 5 — камера сгорания внутреннего контура; 6, 7 — сопла ответственно наружного и внутреннего контуров.

ракетный двигатель (РД) — реактивный двигатель, использующий для работы только вещества и источники энергии, имеющиеся на перемещающемся аппарате (летательном, наземном, подводном). В зависимости от вида энергии, преобразующейся в РД в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели (ХРД), ядерные ракетные двигатели (ЯРД), электрические ракетные двигатели (ЭРД). В процессах преобразования первичной энергии в кинетическую энергию реактивной струи участвует рабочее тело РД. В ХРД источники энергии и рабочего тела совмещены в химическом ракетном топливе. Для ЯРД и ЭРД характерны раздельные источники энергии и рабочего тела.

ХРД по агрегатному состоянию топлива разделяются на жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), ракетные двигатели твёрдого топлива (РДТТ), РД на гибридном, желеобразном (тиксотропном), псевдоожиженном и газообразном топливе. Широкое применение получили ЖРД и РДТТ. Тяга РДТТ достигает 12 МН, удельный импульс тяги — 2,5—3 км/с. Максимальная тяга ЖРД приближается к 10 МН, удельный импульс достигает 4,5—5 км/с. В ЯРД используется теплота, выделяющаяся в реакторе в результате цепной реакции деления, или энергия радиоактивного распада. Удельный импульс тяги ЯРД может значительно превышать удельный импульс тяги, развиваемый ХРД. ЯРД находятся в стадии изучения и создания экспериментальных образцов.

Для ЭРД характерен весьма высокий удельный импульс тяги, в десятки и сотни раз превышающий удельный импульс тяги ХРД. Созданы экспериментальные образцы ЭРД: электротермические, электро-магнитные, электростатический (ионный).

Ю. В. Ильин

ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), пороховой двигатель, — ракетный двигатель, работающий на твёрдом ракетном топливе. РДТТ широко применяются в качестве стартовых и маршевых двигателей ракет различных классов и реактивных снарядов. В авиационной и космической технике используются как ускорители взлёта самолётов, для отделения и увода отработавших ступеней космических ракет, обеспечения мягкой посадки при десантировании грузов, в системах аварийного спасения экипажей летательных аппаратов и др.

Общими элементами любого РДТТ являются (рис. 1): корпус 1 (камера сгорания), заряд твёрдого ракетного топлива 2, сопловый блок 3, воспламенитель 4, электрозапал 5 и тепловая защита. Заряд топлива либо свободно вложен в камеру сгорания в виде одной или нескольких шашек, либо скреплён с её стенками путём заливки в камеру топлива в полужидком состоянии с последующим его отверждением. Изменение поверхности горения по времени работы РДТТ определяет характер изменения тяги двигателя (тяга постоянная, увеличивается, уменьшается, изменяется ступенчато). Применяются канально-щелевые, звездообразные, торцевые и другие заряды (рис. 2). Участки поверхности, которые необходимо исключить из процесса горения, бронируются покрытиями из резинотканевых материалов. Для изготовления корпусов РДТТ применяются высокопрочные стали, алюминиевые и титановые сплавы, а также композиционные материалы. Воспламенительное устройство располагается, как правило, на переднем днище корпуса и служит для создания начал давления и зажигания заряда топлива. Сопловой блок преобразует тепловую энергию продуктов сгорания топлива в кинетическую энергию газовой струи. Вкладыш соплового блока, образующий горловину сопла, как самый теплонапряжённый элемент РДТТ, изготовляется из тугоплавких материалов (графит, вольфрам, молибден) или эрозионностойких прессматериалов. Для тепловой защиты внутренних стенок корпуса РДТТ и раструба сопла применяются стекло-, угле- и органопластики, прессматериалы на основе асбеста и фенольных смол.

Основные требования, предъявляемые к тепловой защите, — низкая теплопроводность и малая скорость деструкции при воздействии высокотемпературного потока газа.

РДТТ может иметь дополнительные устройства, служащие для управления вектором тяги. Изменение тяги осуществляется регулированием критического сечения сопла или вскрытием сопел противотяги; прекращение горения заряда топлива (например, для обеспечения заданной скорости в конце активного участка траектории) достигается резким сбросом давления в камере сгорания путём открытия спец. окон либо впрыском охлаждающей жидкости. Направление вектора тяги изменяется с помощью газовых рулей, помещаемых в вытекающую струю газа, поворотных сопел, несимметричным вспрыском жидкости или вдувом газа в сверхзвуковую часть сопла и др. Несмотря на сравнительно малый удельный импульс тяги (2,5—3 км/с), РДТТ имеют существ, преимущества: возможность получения большой тяги (до 12 МН и более); высокая степень готовности к пуску, возможность длит, хранения; простота и компактность конструкции; высокая надёжность и простота эксплуатации.

Лит.: Фахрутдинов И. X., Ракетные двигатели твердого топлива, М., 1981.

Рис. 1. Конструктивная схема РДДТ: 1 — корпус; 2 — заряд твёрдого топлива; 3 — сопло; 4 — воспламенитель; 5 — запал.

Рис. 2. Различные формы зарядов РДТТ: а — канально-щелевой; б — звездообразный; в — торцевой; 1 — бронирующее покрытие; 2 — канал; 3 — щель.

ракетный самолет — реактивный самолёт, на котором в качестве основного двигателя используется ракетный двигатель. Первые Р. с. с жидкостным ракетным двигателем были созданы в Германии (Хейнкель He. 176 в 1939 и Мессершмитт Me 163 в 1941) и в СССР (БИ-1, 1942). Необходимость иметь на борту летательного аппарата и горючее и окислитель существенно ограничивает располагаемую продолжительность полёта Р. с., поэтому их предполагалось использовать главным образом в качестве истребителей-перехватчиков (после взлёта и скоротечного воздушного боя такой самолёт должен был из-за нехватки топлива совершать планирующий полёт и посадку с неработающим двигателем). Во второй половине 40-х и в 50—60-х гг. в США для исследования проблем достижения больших скоростей полёта был построен ряд экспериментальных Р. с. с воздушным стартом с самолёта-носителя (чтобы не расходовать ракетное топливо также и на взлёт и начальный набор высоты). Большая тяга ЖРД при небольших его габаритах, аэродинамические и конструктивные особенности этих самолётов (применение тонких прямых или стреловидных крыльев умеренного и малого удлинения и материалов, способных противостоять аэродинамическому нагреванию) позволили, впервые преодолеть звуковой барьер (Р. с. Белл Х-1, 14 окт. 1947), а затем впервые достигнуть скоростей, в 2—3 раза превышающих скорость звука (Белл Х-1 А, Х-2 и др.). Дальнейшее развитие практической реактивной авиации шло по линии совершенствования более экономичных воздушно-ракетных двигателей. См. также Ракетоплан.

ракетоплан — летательный аппарат, траектория которого включает разгон и набор высоты с помощью ракетного двигателя и последующее планирование (отсюда название) с выключенным двигателями за счёт аэродинамической подъёмной силы крыла или несущего корпуса. Ввиду большого расхода топлива ракетным двигателем фаза активного участка полёта с работающим двигателем сравнительно непродолжительна (несколько минут), но достигаемые при этом скорость и высота могут быть, в зависимости от типа разгонного двигателя, весьма большими, вплоть до орбитальных. Вследствие этого участок планирования имеет большую протяжённость, достигающую межконтинентальной. Для увеличения скорости и высоты в конце активного участка Р. может иметь сбрасываемые элементы (топливные баки, разгонные ракетные блоки); вместо старта с земли возможен запуск Р. с самолёта-носителя.

Идеи создания Р. выдвигались в 20—30-х гг. в исследованиях возможного типа космического корабля (К. Э. Циолковский, Ф. А. Цандер и др.). В 1944 Э. Зенгер (Германия) разработал проект дальнего гиперзвукового бомбардировщика-ракетоплана, летающего у границы атмосферы с суборбитальной скоростью. При этом предлагалось увеличить дальность полёта, используя движения в атмосфере по волнообразной траектории, а не планирующий спуск.

В 50-х гг. в США фирмой “Норт Американ” был создан экспериментальный гиперзвуковой Р. Х-15 (рис. в табл. XXXIII), запускавшийся с самолёта-носителя В-52. В 1959—1967 три экземпляра этого Р. выполнили 199 пилотируемых полётов. При этом были достигнуты (в различных полётах) скорость 7297 км/ч (Маха число полёта M{{¥ }} = 6,72) и высоту 107960 м.

В 1957—1963 фирма “Боинг” и ВВС США проводили работы по проектированию орбитального Р. Х-20, предназначенного для выхода на орбиту и широкого маневрирования с использованием аэродинамических сил при спуске в атмосфере. Ряд проектов орбитальных Р. разрабатывался и в других странах.

В. В. Скапенко

Раков Василий Иванович (р. 1909) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1958), профессор (1969), доктор военнно-морских наук (1967), дважды Герой Советского Союза (1940, 1944). В Советской Армии с 1928. Окончил Ленинградскую военно-теоретическую школу лётчиков (1929), Первую Военную школу лётчиков (1931), Военную школу морских лётчиков (1931), Военно-морскую академию (1942), Высшую военную академию (1946; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был командиром морской авиабригады, заместитель командира третьей особой Севастопольской авиагруппы, помощник командира штурмовой авиадивизии, командир авиаполка. Совершил свыше 170 боевых вылетов, участвовал в потоплении 12 кораблей и судов противника. После войны командир авиасоединения, с 1948 на преподавательской работе в Военно-морской академии, в 1952—1970 заместитель начальника, затем начальник кафедры академии. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Санкт-Петербурге. Портрет см. на стр. 468.

Соч.: Крылья над морем, Л., 1974; В авиации — моя жизнь, Л., 1988.

Лит.: Калиниченко А. Ф., Всегда впереди, в его кн.: Герои неба, Калининград, 1982.

рампа (французкое rampe, от ramper — подниматься отлого, быть покатым) — створка люка грузовой кабины летательного аппарат, совмещённая с трапом. Обычно применяется на транспортных самолётах (вертолётах). Габариты Р. зависят от размеров и грузоподъёмности летательного аппарата. Р. обеспечивает герметичность грузовой кабины, обтекаемость фюзеляжа, погрузку-выгрузку колёсной и гусеничной техники и грузов, парашютное десантирование техники, грузов и людей.

Открытие Р. на земле даёт возможность проводить погрузочно-разгрузочные работы с применением верхнего погрузочного оборудования и вентилировать грузовую кабину. По способу открытия различают Р. поворотные (поворачиваются на шарнирах вокруг оси навески на пороге грузового люка), откатные (откатываются по рельсам от люкового проёма), сдвижные (сдвигаются с помощью качалок или водил из люкового проёма). Обычно Р. размещаются в задней части грузовых кабин. На некоторых самолётах они размещаются также и в передней части.

Н. П. Сербул

Ранверсман — фигура пилотажа, то же, что поворот на горке.

Ранкина (Рёнкина) — Гюгоньо формула — см. в статье Гюгоньо адиабата.

Раскова Марина Михайловна (1912—1943) — советская лётчица-штурман, майор, Герой Советского Союза (1938). С 1932 работала в аэронавигационной лаборатории Военно-воздушной академии РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне ВВИА). В 1934 получила звание штурмана в Центральном учебном комбинате ГВФ. Окончила школу пилотов Центрального аэроклуба Осоавиахима (1935). Совершила перелёты: Москва — Актюбинск (1937, совместно с В. С. Гризодубовой), Севастополь — Архангельск (1938, совместно с В. Ф. Ломако и П. Д. Осипенко), Москва — поселок Керби (ныне село имени Полины Осипенко Хабаровского края; 1938, совместно с Гризодубовой и Осипенко). С 1938 в Красной Армии. Участница Великой Отечественной войны. Командовала авиагруппой по формированию женских авиаполков; командир женского бомбардировочного авиаполка. Награждена 2 орденами Ленина, орденом Отечеств, войны 1-й степени (посмертно). Погибла в авиационной катастрофе при исполнении служебных обязанностей. Урна с прахом в Кремлёвской стене. Именем Р. названо Тамбовское высшее военное авиационное училище летчиков.

Соч.: Записки штурмана, 2 изд., М., 1976.

Лит.: Маркова Г. И., Взлет: о Герое Советского Союза М. М. Расковой, М., 1986.

М. М. Раскова.

распознавание цели — отнесение обнаруженной цели к определенному классу объектов, обладающих общими свойствами (признаками). Процесс Р. ц. состоит в сравнении текущей информации об объекте, получаемой с помощью визирных устройств или зрительно, с эталонными образами целей, содержащимися в памяти вычислительной системы или человека, и в принятии решения о классификации объекта. Вероятность правильного Р. ц. повышается с увеличением числа признаков и улучшением качества их измерения бортовыми системами и с ростом информативности эталона. Для решения задач Р. ц. наиболее пригодны информационные системы, обеспечивающие высокое разрешение элементов объекта, и специализированные ЭВМ матричного типа с параллельной обработкой больших массивов информации либо оптико-электронные системы голографического типа.

Отдельной задачей является опознавание принадлежности государственной принадлежности летательных аппаратов.

Расторгуев Виктор Леонидович (1910—1945) — советский лётчик-испытатель, планерист, мастер спорта СССР (1937). В 1931 окончил Высшую лётно-планёрную школу Осоавнахима. Провёл испытания летательного аппарата конструкции В. Н. Беляева с крылом пониженной жесткости типа “бабочка”, что сыграло существенную роль в создании самолётов с “гибкими” крыльями. Участник Великой Отечественной войны, летчик-испытатель самолётов Як. Первым в СССР провёл специальные испытания на перевернутый штопор самолета ЯК-3. Исследовал его противоштопорные свойства и отработал рекомендации по выводу самолета из штопора. Провёл особо сложные испытания истребителей Як на флаттер и модифицированного Як-3 с жидкостным ракетным ускорителем — Як-3РД. Установил ряд всесоюзных и мировых рекордов по планёрному спорту. Погиб в испытательном полёте. Награждён орденами Красного Знамени, “Знак Почёта”, медалями. Именем Р. назван кратер на Луне.

В. Л. Расторгуев.

расход воздуха в авиационном двигателе — отношение количества воздуха, поступающего в двигатель из атмосферы, ко времени его поступления. Р. в. достигает в мощных турбореактивных двухконтурных двигателей с большой степенью двухконтурности 600—700 кг/с во взлётных условиях, в малоразмерных газотурбинных двигателях — 1—25 кг/с. С увеличением высоты полёта Р. в. уменьшается из-за падения плотности воздуха. С увеличением скорости полёта Р. в. возрастает вследствие повышения входного давления скоростным напором. Наряду с удельной тягой Р. в. является одним из основных факторов, определяющих габариты двигателя заданной тяги.

расход рулей — углы отклонения рулей управления лётчиком посредством рычагов управления и (или) от автоматических устройств. Для нерезервированных систем управления предельные Р. р., реализуемые системами, обычно не превышают 25% их максимального хода {{d }}max. По мере повышения уровня автоматизации систем управления Р. р. от автоматики увеличивались. Они могут достигать значений {{d }}max.

расход топлива — выражается в абсолютных и относительных величинах. К первым относится расход топлива за всё время полёта от аэродрома отправления до аэродрома назначения или на отдельных этапах полёта. К относительным величинам относятся: 1) удельный Р. т. в кг топлива на 1 кВт в 1 ч — у поршневых двигателей и турбовинтовых двигателей и в кг топлива на 1 Н тяги в 1 ч — у турбореактивных двигателей. Удельный Р. т. — одна из основных характеристик двигателей; 2) часовой Р. т. в кг топлива на 1 ч полёта; 3) километровый Р. т. в кг топлива на 1 км пути. Два последних показателя могут выражаться осреднённым значением, когда принимается полный расход топлива от старта до посадки, или показателем, соответствующим Р. т. только на крейсерском участке полёта; при этом исключается расход топлива на набор высоты и снижение перед посадкой; 4) Р. т., приходящийся на 1 пассажиро-км или 1 тонно-км. См. также статью Удельный расход топлива.

расцепка — механическое разделение элементов конструкции летательного аппарата в полёте. Применяется при отделении элементов подвески (бомб, ракет, подвесных топливных баков и т. д.) от самолёта, разделении блоков (модулей) или ступеней многоступенчатых космических летательных; в 30-е гг. применялась при отделении самолётов от “авиаматки”.

Основное требование при Р. — исключение возможности соударения расцепляющихся элементов. Р. производится по узлам механической связи с одновременным или предшествующим Р. разъединением электрических, гидравлических и пневматических коммуникаций, связывающих разделяющиеся элементы системы. Р. реализуется в различных конструкциях с помощью механических замков, пиротехнических устройств (пироболты), вспомогательных ракетных двигателей твердого топлива, пружинных или пневматических толкателей. Р. предшествует запуску двигателя следдующей ступени многоступенчатого космического летательного аппарата или осуществляется после его включения. В ряде конструкций для Р. используют аэродинамические силы. Однако этот способ эффективен лишь в определенном диапазоне высот и скоростей полёта летательного. В разреженных слоях атмосферы и в космосе Р. осуществляется с помощью механических устройств и систем со специальными ракетными двигателями. Сокращение времени Р. уменьшает потери скорости летательного аппарата.

расчётная нагрузка — предельное значение внешней нагрузки, по которому производится расчёт конструкции летательного аппарата на прочность. Конструкция не должна разрушаться при нагрузках, меньших Р. н. Значение Р. н. определяется для каждого расчётного случая как произведение эксплуатационной максимальной нагрузки на коэффициент безопасности.

расчётный режим работы двигателя — задаваемый при проектировочном расчёте авиационного воздушно-реактивного двигателя режим его работы. При проектировании определяются размеры проходных сечений проточной части двигателя и его составных частей — компрессора, турбины, камеры сгорания, реактивного сопла и т. д. Размеры проточной части должны соответствовать установленным в техническом задании требованиям к основным показателям двигателя на расчётном режиме — тяге (мощности), удельному расходу топлива и др. При предварительном проектировании авиационного газотурбинного двигателя иногда в качестве расчётного принимается режим макс, тяги (мощности) на взлёте. У двигателей многорежимных летательных аппаратов выбор размеров проточной части должен удовлетворять требованиям к показателям на всех основных режимах полёта. Например, при проектировании двигателя для сверхзвукового пассажирского самолёта задаются тяга и удельный расход топлива на режимах крейсерского полёта со сверх- и дозвуковой скоростями, тяга и допустимый уровень шума на взлётном режиме, тяга на режиме полёта с околозвуковой скоростью. В подобных случаях согласование размеров проточной части с требованиями к основным показателям двигателя обеспечивается регулированием его элементов (поворотом лопаток направляющих аппаратов компрессора, сопловых аппаратов турбины, створок сопел и др.). Размеры проточной части являются исходной информацией для проектировочного расчёта двигателя на прочность с учётом наиболее напряжённых режимов его работы. При этом конфигурация проточной части и конструктивная схема двигателя уточняются для обеспечения необходимого ресурса и надёжности двигателя.

М. М. Цховребов

расчётный случай — случай экстремальных условий эксплуатации летательного аппарата, подлежащий обязательному учёту (расчёту) при проектировании летательного аппарата. Р. с., например, являются посадка на воду дальнего пассажирского самолёта при выборе его аэродинамической схемы, отказ двигателя критического при проектировании органов управления, болтанка при расчётах на прочность и определении ресурса авиационной конструкции.

Рафаэлянц Арам Назарович (1897—1960) — советский авиаконструктор. После окончания Николаевского городского училища (1915) работал в четвертом Кавказском авиаотряде (1916—1919). Участник Гражданской войны. В 1922 поступил в Академию Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского, где построил авиетку РАФ-1 (1925) и лёгкий самолёт РАФ-2, совершивший перелёты из Москвы в Одессу и Берлин (1927). Работал на авиационном заводе (1927—1933), где занимался вопросами прокатки нержавеющей стали. В 1933—1941 создавал модификации самолёта Р-5 Н. Н. Поликарпова. На пассажирском варианте ПР-5 этого самолёта лётчик В. С. Молоков совершил перелёт Москва — о. Диксон (1935). Р. спроектировал и построил лёгкие пассажирские самолёты РАФ-11 и РАФ-Ибис (1937—1939). В 1946—1960 — в летно-исследовательском институте, где построил (1957) экспериментальный вертикально взлетающий аппарат “Турболёт” (рис. в табл. XXVI) с газотурбинным двигателем АЛ-9Г. Награждён орденами Трудового Красного Знамени, “Знак Почёта”, медалями.

А. Н. Рафаэлянц.

РБВЗ — сокращённое название Русско-Балтийского вагонного завода, используемое иногда в обозначениях построенных им самолётов..

Рд — 1) распространённое название самолёта АНТ-25 (см. Ту), построенного с целью выполнения рекордных беспосадочных перелётов (РД — рекорд дальности).

2) Обозначение некоторых авиационных двигателей, в их числе: жидкостные ракетные двигатели для экспериментальных самолётов (РД-1 А. М. Исаева для реактивного истребителя БИ-1, ускорители РД-1 и РД-1ХЗ В. П. Глушко и т. д.); автопульсирующий ВРД РД-13 В. Н. Челомея; турбореактивные двигатели, строившиеся в СССР в первые годы после Великой Отечественной войны по зарубежным образцам (РД-10, РД-20, РД-45, РД-500); ряд турбореактивных двигателей отечественной конструкции, например РД-3М, РД-9Б (см. AM), РД36-51А (см. ВД), РД-33 (см. ВК).

реактивная сила — см. Тяга двигателя.

реактивное сопло — выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*, (см. рис.) достигается высокоэффективная работа расположенных перед ним элементов двигателя (газогенератора, форсажной камеры и др.). Течение в Р. с. должно происходить с минимальными потерями для получения максимальной тяги двигателя. Для достижения высоких лётных характеристик летательного на всех режимах полёта требуется точное согласование внутреннего контура Р. с. с внешними обводами силовой установки. Поэтому необходимо осуществлять не только указанное регулирование F*, но и регулирование площади Fc выходного сечения Р. с.

С помощью Р. с. в ряде случаев управляют значением и направлением вектора тяги (см. Управление вектором тяги), реверсируют тягу (см. Реверсивное устройство) и уменьшают шум выходящей из Р. с. газовой струи. Конструкция Р. с. должна быть работоспособной при высокой температуре, обеспечивать герметичность и иметь малую массу.

Р. с. могут быть разделены на два типа: суживающиеся, в некоторых площадь поперечного сечения по длине уменьшается, и суживающиеся — расширяющиеся (типа Лаваля сопла), в которых площадь поперечного сечения по длине сначала уменьшается, а затем увеличивается. Их также различают по форме проходных сечений: круглые, кольцевые, прямоугольные (“плоские”) и др. Выбор формы сопла определяется многими факторами, главными из которых являются: рациональная (с наименьшим внешним сопротивлением) компоновка на летательных аппаратах, возможность управления вектором тяги, снижение уровней инфракрасного излучения, шума и т. п. Контуры Р. с. для уменьшения гидравлических потерь стремятся выполнить плавными. В этом случае потери обусловлены в основном трением, и в первом приближении течение газа в Р. с. можно рассматривать изоэнтропическим и одномерным. В Р. с. с большими углами суживающейся и расширяющейся частей, при наличии угловых точек в его контуре, а также в Р. с. неосесимметричной формы течение нельзя считать одномерным. В этом случае возникают также газодинамические потери (например, в скачках уплотнения), определение которых возможно лишь в результате двух- и трёхмерных расчётов течения в Р. с.

Истечение из суживающегося—расширяющегося сопла при больших степенях понижения давления {{p }}с* ({{p }}с* = pо*/pн, где pо* — полное давление газа перед соплом, pн — давление в окружающей среде) происходит таким образом, что в выходном сечении Р. с. давление pс не связано с давлением в окружающей среде и зависит только от pо*, площади выходного сечения Fc и формы сопла. Различают три режима истечения: расчётный — при pс = pн; перерасширение газа в сопле — при pс < pн; недорасширение — при pс > pн. Так как величина {{p }}с* с увеличением скорости (Маха числа полета М{{¥ }}) растёт от 2—3 при М{{¥ }} = 0 до 20—25 при М{{¥ }} = 3, то очевидно, что нерегулируемые Р. с. (Fc/F* = const) лишь при одном значении {{p }}с* работают на расчётном режиме. На всех остальных режимах имеются потери тяги, связанные с нерасчётностью истечения.

В большинстве случаев стенки регулируемых Р. с. двигателя выполняются из набора створок, которые имеют прямолинейные образующие — сужающаяся и расширяющаяся части представляют собой усечённые конусы, плавно соединяющиеся в окрестности минимального сечения сопла. В связи с этим, кроме указанных гидравлических и газодинамических потерь тяги, а также потерь из-за нерасчётности истечения возникают потери на непараллельность потока в выходном сечении сопла (потери на рассеивание потока) и потери, связанные с негерметичностью стенок и соединений в конструкции сопла (потери на утечки газа). В лучших образцах регулируемых Р. с. потери на утечки не превышают 0,5%.

Уровни потерь тяги в Р. с. на различных режимах работы двигателя описываются рядом коэффициентов, важнейшими из которых являются коэффициент тяги сопла Р. с. и коэффициент эффективной тяги сопла

{{формула}}

где {{формула}} — действительная тяга сопла, равная разности импульса на выходе из сопла и силы противодавления окружающей среды; Pид = mcvид — идеальная тяга сопла; vид — идеальная скорость истечения, соответствующая изоэнтропическому расширению газа от давления pо* до давления pн; mc — масса газа, проходящего через сопло в 1 c, xс — сила внешнего сопротивления сопла (кормовой части силовой установки); {{P}} = Pс/Pид. Значения {{Pс}} для лучших регулируемых сопел равны 0,97—0,98.

Наиболее распространёнными схемами регулируемых Р. с. являются суживающиеся — расширяющиеся с непрерывным контуром и разрывом контура. Прорабатываются конструкции сопел с центр, телом и плоские. Показанные на рис. схемы а и б иллюстрируют возможность независимого механического регулирования минимального и выходного сечений суживающегося — расширяющегося сопла и сопла с разрывом контура. Наличие “жидкой стенки” с у сопла с разрывом контура (б), сопла с центральным телом (в) и плоского сопла с односторонним внешним расширением (г) обеспечивает автоматическое аэродинамическое регулирование выходного сечения сопла (положение “жидкой стенки” зависит от {{p }}с*). Регулирование площади минимального сечения сопла в схеме сопла с центральным телом возможно либо путём осевого перемещения центр, тела, либо путём прикрытия обечайки, для чего конструкция её должна быть створчатой. В плоском Р. с. наиболее просто реализовать отклонение вектора тяги с помощью верхней створки, которая может быть одновременно дефлектором или закрылком крыла, что способствует повышению аэродинамического качества. Масса конструкции сверхзвукового Р. с. с непрерывным контуром составляет примерно 10% массы двигателя.

Л. И. Соркин

Схемы регулируемых реактивных сопел: а — суживающееся — расширяющееся сопло с непрерывным контуром: б — суживающееся — расширяющееся сопло с разрывом контура; в — сопло с центральным телом; г —плоское сопло.

реактивное топливо — см. в статье Топливо авиационное.

реактивные снаряды калибра 82 и 132 мм (PC-82, PC-132) — первые образцы ракетного вооружения советской авиации (см. табл.). РС-82 принят на вооружение истребителей И-15, И-16, И-153 в декабре 1937, а РС-132 — на вооружение бомбардировщика СБ в июле 1938. Первое боевое применение в качестве оружия “воздух — воздух” состоялось 20 августа 1939 в боях у реки Халхин-Гол, когда группа из пяти И-16 залпом РС-82 уничтожила 2 самолёта противника. В годы Великой Отечественной войны РС-82 и РС-132 широко применялись как ракетное оружие “воздух — поверхность” для поражения живой силы и наземной боевой техники. Сухопутные аналоги Р. с. различных калибров и модификаций (в том числе М-8 и М-13) использовались в ракетной артиллерии (“катюши”).

Таблица — Реактивные снаряды

Основные данные

РС-82 (М-8)

РС-132 (М-13)

Калибр, мм

82

132

Длина, мм

1090

1415

Масса, кг

13,3

42,5

В т.ч. масса боевой части

5,4

21,3

реактивный двигатель, двигатель прямой реакции, — условное наименование большого класса двигателей для летательных аппаратов различного назначения. В отличие от силовой установки с поршневым двигателем внутреннего сгорания и воздушным винтом, где тяговое усилие создаётся в результате взаимодействия винта с внешней средой, Р. д. создаёт движущую силу, называемую реактивной силой или тягой, в результате истечения из него струи рабочего тела, обладающей кинетической энергией. Эта сила направлена противоположно истечению рабочего тела. Движителем при этом является сам Р. д. Первичная энергия, необходимая для работы Р. д., как правило, содержится в самом рабочем теле (химическая энергия сжигаемого топлива, потенциальная энергия сжатого газа).

Р. д. делятся на две основные группы. Первую группу составляют ракетные двигатели — двигатели, создающие тяговое усилие только за счёт рабочего тела, запасённого на борту летательного аппарата. К их числу относятся жидкостные ракетные двигатели, ракетные двигатели твёрдого топлива, электрические ракетные двигатели и др. Применяются в ракетах различного назначения, в том числе и в мощных бустерах, служащих для вывода космических кораблей на орбиту.

Ко второй группе относятся воздушно-реактивные двигатели, в которых основным компонентом рабочего тела является воздух, забираемый в двигатель из окружающей среды. В воздушно-ракетных двигателях — турбореактивных двигателях, прямоточных воздушно-реактивных двигателях, пульсирующих воздушно-реактивных двигателях — всё тяговое усилие создаётся за счёт прямой реакции. По рабочему процессу и конструктивным особенностям к воздушно-ракетным двигателям примыкают некоторые авиационные газотурбинные двигатели непрямой реакции — турбовинтовые двигатели и их разновидности (турбовинтовентиляторные двигатели и турбовальные двигатели), у которых доля тягового усилия за счёт прямой реакции незначительна или она практически отсутствует. Турбореактивные двухконтурные двигатели с различным значением степени двухконтурности занимают в этом смысле промежуточное положение между турбореактивными двигателями и турбовинтовыми двигателями. Воздушно-ракетные двигатели применяются главным образом в авиации в составе силовой установки самолётов военного и гражданского назначения. Используя в качестве окислителя окружающий воздух, воздушно-ракетные двигатели обеспечивают существенно большую топливную экономичность, чем ракетные двигатели, так как на борту самолёта необходимо иметь только горючее. В то же время возможность осуществления рабочего процесса с использованием окружающего воздуха ограничивает область использования воздушно-ракетных двигателей атмосферой.

Основное преимущество ракетного двигателя перед воздушно-ракетным двигателем состоит в его способности работать при любых скоростях и высотах полёта (тяга ракетного двигателя не зависит от скорости полёта и возрастает с высотой). В некоторых случаях применяются комбинированные двигатели, сочетающие в себе признаки ракетных и воздушно-ракетных двигателей. В комбинированных двигателях для улучшения экономичности воздух используется на начальном этапе разгона с переходом на ракетный режим на больших высотах полёта.

С. М. Шляхтенко

реактивный привод несущего винта — вид привода несущего винта вертолёта, при котором крутящий момент создается силой реакции газов, вытекающих из установленных на концах лопастей реактивных двигателей или реактивных сопел. При таком приводе отсутствует тяжёлая и сложная механическая трансмиссия вертолета, что повышает его весовое совершенство. При Р. п. реактивный момент на фюзеляже незначителен, поэтому возможно уменьшение размеров рулевого винта (служащего в этом случае только для путевого управления) и длинны хвостовой балки. Для путевого управлении используются также рули направления, располагаемые в потоке от несущего винта (при компрессорном приводе — в струе от турбореактивного двигателя). Недостатки Р. п. — большой расход топлива, высокий уровень шума, сложность конструкции лопастей и втулки.

Различают Р. п. с реактивными двигателями на концах лопастей и с реактивным компрессорным приводом. В Р. п. первого типа в качестве двигателей используются прямоточные воздушно-реактивные двигатели, пульсирующие воздушно-реактивные двигатели, жидкостные ракетные двигатели и турбореактивные двигатели. При Р. п. второго типа двигатель, установленный в фюзеляже служит для привода компрессора (как генератора сжатого воздуха) или его турбокомпрессор используется как генератор сжатого газа. Воздух (газ) подаётся через втулку и лопасти винта к реактивным соплам на концах лопастей. Повысить мощность компрессорного привода можно путем сжигания дополнительного топлива в камерах сгорания, расположенных на концах лопастей. Способ с подачей воздуха от компрессора называется “холодным циклом”, а с подачей в лопасти выпускных газов газотурбинного двигателя — “горячим циклом”. “Тёплым циклом” называется подача газов от газотурбинных двигателей смешанных с воздухом от компрессора.

Вертолёт Сюд авиасьон SO 12 “Джин” (1953, Франция) с компрессорным приводом строился серийно. Фирма “Хиллер” (США) построила малую серию вертолетов “Хорнет” (1953) с прямоточным воздушно-реактивным двигателем на концах лопастей. В 40-х гг. в СССР проводились экспериментальные разработки вертолётов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем и пульсирующим воздушно-реактивным двигателем на концах лопастей. В 1959 в ОКБ М. Л. Миля был создан экспериментальный вертолет с турбореактивным двигателем на концах лопастей.

Вертолёты с Р. п. не строятся из-за низкой топливной экономичности.

Лит.: Масленников М. М., Бехли Ю. Г., Шальман Ю. И., Газотурбинные двигатели для вертолетов, М., 1969.

В. Р. Михеев

реактивный самолёт — самолёт, оснащённый реактивным двигателем (турбореактивным двигателем, прямоточным воздушно-реактивным двигателем, пульсирующим воздушно-реактивным двигателем, жидкостным реактивным двигателем и т. п.). Первый в СССР полёт на ракетопланёре РП-318-1 конструкции С. П. Королёва осуществил в феврале 1940 В. П. Фёдоров. 15 мая 1942 лётчик Г. Я. Бахчиванджи совершил первый полёт на Р. с. БИ-1 с жидкостным реактивным двигателем. За рубежом первый полёт Р. с. состоялся в июне 1939 в Германии (Хейнкель Не. 176 с жидкостным реактивным двигателем). Р. с. с воздушно-реактивным двигателем составляют основу парка военной и гражданской авиации.

реального газа эффекты — изменения при высоких температурах физико-химических свойств газа по сравнению со свойствами совершенного газа. При повышении температуры Т (в воздухе при T > 1000 К) в многоатомных газах возбуждаются колебательные степени свободы, при более высоких температурах (для воздуха при T > 2000 К) молекулы распадаются на атомы (диссоциация) и происходят химические реакции между компонентами, а при ещё больших температурах (в воздухе при T > 6000 К) образуются ионы и электроны (ионизация), возникает излучение и т. д. При этом по сравнению с исходными (при нормальных температурах) меняются теплоёмкости газа, его молярная масса, наряду с вязкостью и теплопроводностью становятся существенными диффузия, электрическая проводимость и пр. Каждый из этих физико-химических процессов имеет своё характерное время релаксации, которое может быть много меньше, сравнимо или много больше характерного газодинамического времени течения. В соответствии с этим реализуются равновесные течения, неравновесные течения и замороженные течения с присущими им особенностями. Р. г. э. приводят к изменениям степени сжатия газа за ударной волной и конфигурации последней, оказывают влияние на тягу прямоточного воздушно-реактивного двигателя, аэродинамические характеристики летательных аппаратов и существенно изменяют аэродинамическое нагревание обтекаемых тел (особенно при гиперзвуковых течениях).

реверберационная камера — помещение, предназначенное для акустических измерений в условиях диффузного звукового поля (в каждой точке поля звуковое давление одинаково). Диффузность поля в камере оценивается реверберацией (остаточным звучанием после выключения источника звука, вызванным отражением и рассеянием звуковых волн). Стены Р. к. (см. рис.) выполняются из железобетона, облицованного изнутри покрытием, например, мраморными плитами, обеспечивающим высокое отражение звука. Для обеспечения диффузности звукового поля Р. к. выполняется неправильной формы, и в ней устанавливаются отражатели в виде пластин, размеры которых сравнимы с длиной исследуемых звуковых волн. Для снижения уровня помех в них Р. к. выполняются в виде коробки, установленной на амортизаторах на отдельном фундаменте, и имеют вторые обычные строительные стенки. Качество Р. к. определяется временем реверберации — временем, за которое после выключения источника звука звуковое давление уменьшается в 103 раз (это время должно быть не менее 15—5 с в области низких и 5—3 с в области высоких частот), и неравномерностью звукового поля, которая в области рабочих частот не должна превышать {{±}}0,5 дБ. Размеры Р. к. определяются низшей частотой исследуемого звука; для частот {{f < }} 100 Гц объём Р. к. должен быть более 200 м3. В Р. к. проводятся измерения звуковой мощности и спектра мощности различного шума источников, а также коэффициент звукопоглощения материалов. Две смежные Р. к. с общим проёмом в одной из стен применяются для определения звукоизоляции конструкций (в том числе авиационных), которые устанавливаются в проём. Исходное звуковое поле создаётся громкоговорителями или сиренами в камере высоких уровней звука, а излучение звука конструкцией определяется в другой камере — камере низких уровней; звукоизоляция определяется как разность уровней звукового давления, измеренных в камерах высоких и низких уровней звука.

А. Г. Мунин

реверс органов управления самолета (от латинского revrsus — обращенный назад) — явление, обусловленное потерей эффективности аэродинамических органов управления и обращением их действия. Р. наступает главным образом из-за упругости авиационных конструкций. Например, для прямого крыла большого удлинения это явление вызвано тем, что при отклонении элерона расположенного позади оси жесткости, крыло закручивается и возникают аэродинамические силы, уменьшающие аэродинамическое воздействие обусловленное отклонением элерона на “жестком” крыле. Для крыльев прямой стреловидности неблагоприятное изменение местных углов атаки усиливается из-за изгиба крыла. В результате эффективность органов управления обычно уменьшается с увеличением скоростного напора q. При достижении некоторого значения q, которое называется критическим скоростным напором qкр рев, она становится равной нулю. При увеличении q сверх значения qкр рев производные аэродинамических коэффициентов характеризующие эффективность органов поперечного управления, например для элерона — это mx{{d }} (см. рис.) изменяют знак, и наступает обращение управления. При одинаковом угле отклонения элеронов при q > qкр рев и q < qкр рев моменты крена различны по знаку, и самолёт накреняется в противоположных направлениях. При Р. продольного управления оказывается невозможным изменение перегрузки самолёта, производная ny{{d }} = 0. Это явление, как и Р. путевого управления, обычно наступает при значениях скоростного напора, превышающих значение qкр рев элеронов.

Первые значительные расчётные и экспериментальные исследования Р. элеронов в 30—50-х гг. выполнили английские учёные Р. Кокс, А. Пагсли, В. Дункан и советские учёные Е. П. Гроссман, Я. М. Пархомовский, В. М. Фролов. Особенность современных расчётных методов — совместное решение проблемы Р. и других проблем статической аэроупругости. Наибольшее развитие и применение нашли расчёты на основе так называемых методов, заданных форм и коэффициентов влияния. Анализ Р. органов управления сводится при этом к исследованию влияния скоростного напора на суммарные и распределенные аэродинамические характеристики самолёта. Математически задача исследования Р. (как и флаттера, дивергенции) может быть сведена также к проблеме собственных значений. Такой подход используют, например, при поиске оптимального распределения массы силовой конструкции, обеспечивающего макс, скоростной напор Р. Экспериментальные методы исследования явлений статической аэроупругости и Р. основываются на испытаниях полных упругоподобных моделей, а также полумоделей и моделей-консолей крыльев в аэродинамических трубах. Важная роль эксперимента обусловлена необходимостью уточнения расчёта в наиболее опасном околозвуковом диапазоне скоростей потока, при больших углах атаки, при исследованиях сложных органов управления с учётом интерференции несущих поверхностей, то есть в случаях, когда методы расчёта ещё недостаточно эффективны.

Проблему Р. элеронов и обеспечения необходимой эффективности поперечного управления для скоростных самолётов, как правило, не удаётся решить путём увеличения жёсткости конструкции (сверх значений, определяемых условиями прочности). Поэтому наряду с элеронами обычно применяют интерцепторы, элероны-закрылки, дифференциально отклоняемый стабилизатор и другие органы. Их эффективность падает из-за неблагоприятных деформаций конструкции в меньшей мере. В СССР в 60-е гг. была предложена и реализована принципиально новая концепция решения проблемы Р., основанная на использовании упругости конструкции. В частности, предложены весьма эффективные органы поперечного управления при больших значениях q — дифференциально отклоняемый носок крыла — предэлерон, выносной элерон.

Р. некоторых органов управления (в том числе и предэлерона) может быть обусловлен также чисто аэродинамическими эффектами. Это явление, как и средства его устранения, не связаны с упругостью конструкции (см. Потеря эффективности органа управления).

Схема расположения органов поперечного управления и кривые, характеризующие эффективность органов управления: I — элерона; II — предэлерона; III — элерона и предэлерона; 1 — элерон; 2 — интерцептор; 3 — предэлерон; 4 — элерон-закрылок.

Г. А. Амирьянц

реверсивное устройство — устройство для полного или частичного обращения направления вектора тяги двигателя самолёта; разновидность устройств для управления вектором тяги. Р. у. нашло широкое применение в реактивной авиации и устанавливается на всех современных реактивных двигателях, используемых в гражданской авиации. Реверсирование тяги служит в основном для торможения самолёта при посадке. Может быть использовано в аварийных ситуациях при взлёте и для маневрирования в полёте. Особенно эффективно использование Р. у. для торможения при малых коэффициентах трения колёс шасси, например при влажной или обледенелой взлетно-посадочной полосе. Симметричные и несимметричные Р. у. могут быть неуравновешенными и уравновешенными (см. рис.).

Реверсирование тяги реактивного двигателя достигается направлением выпускной струи в обратную сторону с помощью дросселирующих и отклоняющих элементов, перекрывающих и соответствующим образом направляющих поток газов из двигателя. На режиме прямой тяги Р. у. не должно загромождать поток и создавать дополнит, потери и утечки, на режиме обратной тяги Р. у. не должно оказывать влияния на устойчивость работы двигателя. Обратная тяга, создаваемая Р. у., обычно составляет 0,25—0,45 прямой тяги. Общая масса Р. у. с системой управления и приводами достигает 0,1—0,15 массы двигателя.

Аэродинамика струй и параллелограммы сил тяги OВ1, и ОВ2 несимметричного ОВ1 ¹ ОВ2 уравновешенного (ОС1 = ОС2) реверсивного устройства при посадке самолёта: U1 и U2 — скорости истечения реверсивных струй.

С. Ю. Крашенинников

реверсирование винта — поворот лопастей воздушного винта изменяемого шага в такое положение, при котором вследствие отрицательных углов атаки элементов сечений лопастей тяга винта имеет направление, противоположное скорости самолёта. Р. в. применяется для торможения самолёта при посадке с целью уменьшения длины пробега.

регламент технического обслуживания — см. в статье Документация эксплуатационная.

регламенты международные авиационные — юридические акты, устанавливаемые Международной организацией гражданской авиации (ИКАО) на основании Чикагской конвенции 1944. Унифицируют правила полётов, требования к авиационному персоналу, к нормам годности воздушных судов, аэродромов, систем связи в аэронавигации, к таможенным и иммиграционным процедурам в аэропортах и т. д. По форме Р. м. а. подразделяются на стандарты, правила, рекомендации. По уровню требований регламенты могут быть минимальными (позитивными) и максимальными (негативными). Первые содержат минимально допустимый объём требований, сверх которых государства устанавливают, по возможности, более строгие требования; вторые включают максимальный объём ограничений, предполагаемых при международных воздушных перевозках и касающихся в основном формальностей в аэропортах. По своей юридической силе Р. м. а. могут быть императивными, то есть обязательными для государств — членов ИКАО (например, правила полётов над открытым морем), и рекомендательными. Основные Р. м. а. универсального характера содержатся в приложениях к Чикагской конвенции 1944.

регулирование двигателя — процесс поддержания постоянства или преднамеренного изменения режима работы двигателя. Требуемые для полёта летательного аппарата значения тяги двигателя, надёжная и устойчивая работа силовой установки во всём диапазоне изменения условий эксплуатации обеспечиваются при соответствующем Р. д., которое осуществляется системой автоматического регулирования (САР). Она устанавливает и поддерживает определенные связи между параметрами двигателя (законы регулирования), что позволяет свести задачу управления режимами работы двигателя к изменению только одного параметра — угла установки рычага управления двигателем. Законы регулирования формируются с учётом требований к тяге и удельному расходу топлива, ограничений по прочности, необходимой точности поддержания параметров и других факторов. С учётом непрерывного роста требований к лётно-техническим характеристикам летательного аппарата Р. д. должно рассматриваться как часть единой комплексной задачи оптимального управления силовой установкой и летательным аппаратом в целом, целью которой могут быть минимизация расхода топлива на всех участках полёта, экономия ресурса двигателей (например, взлёт недогруженного самолёта на пониженных режимах работы двигателя), наилучшее согласование работы двигателя и сверхзвукового воздухозаборника и т. д. В наиболее полном объёме функции оптимального управления системой “летательный аппарат — силовая установка” можно осуществить при использовании бортовых цифровых вычислительных машин. Примером сложного объекта регулирования является современная силовая установка с турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой, предназначенная для сверхзвукового самолёта, в которой САР управляет расходами топлива в основной и форсажной камерах сгорания, створками до- и сверхзвуковой части реактивного сопла, углами установки регулируемых направляющих аппаратов вентилятора и компрессора, положением регулируемых поверхностей торможения воздухозаборника (панелей клина) и створок перепуска воздухозаборника и другими элементами (рис. 1).

Авиационные двигатели эксплуатируются на различных режимах. Для форсированных двигателей (турбореактивный двигатель с форсажной камерой, турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой) наиболее важными являются режимы полного и частичного форсирования двигателей, максимальный, номинальный и крейсерский режимы, режим малого газа. К наиболее напряжённым относится режим полного форсирования, на котором в заданных условиях полёта реализуется максимальная тяга Pф max.

Оптимальные значения Tг* (температуры газа перед турбиной), Tф* (температуры газа на выходе из форсажной камеры), площади критического сечения сопла и других параметров, соответствующие условию Pф = Pф max определяются из анализа тяговых характеристик с учётом ограничений, связанных с допустимой теплонапряжённостью и необходимой прочностью конструкции двигателя, возможными пределами регулирования, запасами устойчивой работы вентилятора и компрессора и другими факторами. Полученные в результате этого теоретические условия, связывающие параметры рабочего процесса двигателя со скоростью и высотой полёта, САР реализует, управляя другими параметрами, косвенно связанными с Tг*, Tф*, Gв (расходом воздуха через двигатель), но более удобно или точно измеряемыми. Так, расход топлива Gт в основной камере сгорания обычно определяется частотой вращения (физической или приведённой к стандартным атмосферным условиям) какого-либо ротора. Для управления створками сопла турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой можно воспользоваться такими параметрами, как {{p }}T*{{S }} (суммарная степень понижения давления в турбине), {{p }}B* (степень повышения давления в вентиляторе), отношением статического давления к полному давлению потока воздуха (р/р*) в канале наружного контура и др. Расход форсажного топлива часто связывается с давлением воздуха в каком-либо характерном сечении тракта двигателя, например в сечении за компрессором. Выбранные параметры выдерживаются САР в соответствии с программами, предусмотренными для типичных условий полёта. В качестве примера на рис. 2 приведены зависимости, необходимые для реализации программы регулирования двухвального турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой при Pф = Pф max. На этом режиме работы САР поддерживает значения регулируемых параметров — частоту вращения роторов вентилятора (nB) или компрессора (nK), отношение расхода форсажного топлива к давлению воздуха за компрессором (Gтф/pK), суммарную степень понижения давления в турбине ({{p }}T*{{S }}) — в соответствии с температурой торможения воздуха Тн* на входе в двигатель. На графике зависимости Тг* от Тн*/288 можно выделить четыре участка: 1) ограничение приведенной частоты вращения вентилятора nB = const в условиях полёта с пониженной температурой воздуха на входе в двигатель (Тн* < 288 К); 2) поддержание nB = const, что соответствует росту Тг* при увеличении Тн* и способствует лучшему протеканию тяговых характеристик по скорости полёта; 3) ограничение частоты вращения ротора компрессора значением nк max = 1,015, что сопровождается слабым ростом Тг* при увеличении Тн*; 4) понижение nк при соответствующем уменьшении Тг* в связи с ограниченной механической прочностью турбины.

Важное практическое значение имеет точность регулирования авиационных газотурбинных двигателей, которую можно характеризовать значениями возможных отклонений тяги от номинальных значений, вероятностью возникновения недопустимых увеличений частоты вращения и температуры газа, степенью согласованности работы всех элементов силовой установки. Точность регулирования зависит не только от присущих конкретным САР погрешностей выполнения программ, но и от выбора закона управления. См. также статью Система автоматического управления ГТД.

Лит.: Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. Управление ВРД, под ред. А. А. Шевякова, М., 1976; Югов О. К., Селиванов О. Д., Дружинин Л. Н., Оптимальное управление силовой установкой самолета, М., 1979; Черкасов Б. А., Автоматика и регулирование воздушно-реактивных двигателей, 3-е изд., М., 1988.

Л. Н. Дружинин

Рис. 1. Силовая установка с турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой для сверхзвукового самолёта. Регулируемые элементы: 1 —поверхность торможения воздухозаборника; 2 — створки перепуска воздуха; 3 — направляющий аппарат вентилятора; 4 — направляющий аппарат компрессора; 5 — основная камера сгорания; 6 — топливный коллектор форсажной камеры; 7 — створки дозвуковой части сопла; 8 — створки сверхзвуковой части сопла.

Рис. 2. Зависимости, необходимые для и реализации программы регулирования турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой. (H — высота полета; M{{¥ }} — число Маха полета); символы с чёрточкой означают относительные величины (в данном случае — относительно их значений при стандартных атмосферных условиях).

регулярное отражение ударной волны — см. в статье Маховское отражение Ударной волны.

регулярность полётов — характеристика точности соблюдения установленного расписанием (планом) полётов времени отправления самолёта из аэропорта вылета и прибытия в аэропорт назначения. Отправление считается регулярным, если взлёт самолёта произведен по расписанию или с задержкой, не превышающей допустимую (~5 мин). Рейс считается регулярным, если самолёт прибыл в аэропорт назначения по расписанию, ранее или с задержкой, не превышающей допустимую (5—15 мин в зависимости от продолжительности рейса). Р. п. — один из важнейших показателей качества функционирования авиатранспортных предприятий. Главная причина нарушения Р. п. (свыше 50%) воздушными судами — ограничение их лётной эксплуатации в сложных погодных условиях (см. Минимум погодный).

регулятор взмаха, компенсатор взмаха, — устройство системы управления углом установки лопасти винта вертолёта, позволяющее осуществлять кинематическую связь между углом взмаха и углом установки лопасти. Уменьшение угла установки лопасти при повороте её в сторону действия вектора тяги принято считать соответствующим положительным значению коэффициента Р. в. Значение коэффициента Р. в. упрощённо определяется как отношение приращения угла установки лопасти {{D b }} к приращению угла взмаха {{D j }}:

{{формула}}

Р. в. влияет на динамику движения лопасти при её колебаниях относительно оси горизонтального шарнира (см. рис.), добавляя аэродинамический момент к восстанавливающему моменту от действия центробежных сил. Р. в. влияет также на амплитуду и фазу вынужденных колебаний (маховое движение). Для рулевых винтов это используют с целью уменьшения махового движения лопастей и нагрузок от сил Кориолиса.

Для лопастей несущих винтов влияние Р. в. учитывается при выборе параметров системы управления, автомата перекоса и перемещений тяг управления. Наличие Р. в. влияет на положение границы классического и хордового флаттера.

Регулятор взмаха: 1 — ось несущего винта; 2 — ось горизонтального шарнира; 3 —тяга к автомату перекоса; 4 — ось поворота лопасти.

редан (французское redan) — уступ на днище летающей лодки или поплавка гидросамолёта для срыва водяного потока или струй. Различают поперечный (см. рис.) и продольный Р. Поперечные Р. имеют прямую, стреловидную или криволинейную форму в плане. Высота Р. по ширине может быть как постоянной, так и переменной. Лодка обычно имеет два Р., поплавок — один. Первый Р. лодки отделяет поток жидкости от днища, уменьшает смоченную поверхность, устраняет прилипание и подсасывание водяных струй на значит, протяжении межреданной части, а при глиссировании гидросамолёта на первом Р. — на всей межреданной части. Эффективность Р. зависит прежде всего от его высоты. Р. с малой высотой может не обеспечить доступа воздуха к зареданной области и не устранить разрежения в межреданной части, что может вызвать раскачивание самолёта. Продольные Р. на днище носовой части лодки применяют для смягчения ударных перегрузок на лодку при движении по волне.

редукторы вертолетные — см. в статье Трансмиссия вертолёта.

режим полета летательного аппарата. Термин широко используется для обозначения этапов и участков управляемого движения летательного аппарата, характеризуемых конкретной целью или параметрами движения. Р. п. подразделяются на установившиеся, квазиустановившиеся, неустановившиеся, прямолинейные, криволинейные, плоские, пространственные, основные, переходные, эксплуатационные, предельные и др. Так, для самолётов пользуются такими понятиями, как режимы взлёта и посадки, крейсерский режим полёта, режимы перехвата и барражирования и т. д. При исследовании пилотажных характеристик под Р. п. понимают полёт с каким-либо характерным значением параметра, например на максимальной высоте или с минимальной скоростью, с максимальной перегрузкой, на критических углах атаки и т. п. Часто под Р. п. понимают полёт при заданных режимах работы двигателей, автопилота или других систем: режим форсажа, режим стабилизации скорости и прочее. Для беспилотных и космических летательных аппаратов выделяют режимы выведения, спуска в атмосфере и др. Характерным Р. п. вертолётов (а также самолетов вертикального взлета и посадки) является висение, при котором скорость вертолёта относительно воздуха равна нулю (при наличии ветра висение является горизонт, полётом со скоростью, равной скорости ветра). У вертолётов различают также режимы вертикального подъёма и снижения (в том числе на режиме авторотации несущего винта). См. также статью Критические режимы и Режимы летательных аппаратов.

режим работы двигателя — состояние, характеризуемое совокупностью параметров двигателя в конкретных условиях полёта при определенном постоянном положении основного регулирующего двигатель устройства (рычага управления двигателем при ручном управлении или задатчика режимов при автоматическом управлении, например с помощью бортовой ЦВМ). Каждому Р. р. д. соответствует также определенное положение или совокупность положений всех др. устройств, регулирующих элементы двигателя.

Р. р. д. классифицируются по различным признакам, например по назначению (рабочие, или эксплуатационные, и нерабочие), близости к расчётному режиму (расчётные, нерасчётные, глубоко нерасчётные), характеру протекания во времени (установившиеся, неустановившиеся, переходные). Переходные режимы подразделяются на медленные и быстрые. При использовании пусковых устройств определенную группу переходных режимов составляют так называемые пусковые режимы. При установке на двигателе средств форсирования его по тяге вводятся нефорсированный, форсированный режимы и в ряде случаев чрезвычайный режим наибольшего кратковременного форсирования двигателя. Аналогичным образом при наличии на двигателе реверсивного устройства используется реверсированный режим (режим обратной тяги).

Наибольшее значение имеют, как правило, рабочие Р. р. д. Их название обычно отражает какую-либо функцию, выполняемую двигателем на летательном аппарате, например взлётный, номинальный (режим набора высоты), крейсерский (один из основных полётных режимов) Р. р. д., режим полётного малого газа (снижение и заход летательного аппарата на посадку), режим земного малого газа (рулёжка летательного аппарата по аэродрому). В пределах каждой группы эксплуатационных режимов могут выделяться максимальные (полные), минимальные и промежуточные (частичные) режимы, как, например, режим полного форсирования, режим минимального форсирования, режим частичного форсирования; минимальный, максимальный и промежуточные крейсерские режимы. См. также Переходные режимы работы двигателя, Расчётный режим работы двигателя.

Лит.: Литвинов Ю. А., Боровик В. О., Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, М., 1979.

Ю. А. Литвинов

режимы летательного аппарата — наиболее характерные и стабильные для летательного аппарата формы свободного движения, развивающиеся после воздействия на него внешнего возмущения или отклонения лётчиком органа управления. Р. летательного аппарата подразделяют на две группы. К первой относят все свойственные расчётным (эксплуатационным) условиям полёта формы свободного движения этого летательного аппарата (см. Режим полёта). Ко второй — все опасные для конструкции и экипажа формы свободного движения летательного аппарата (см. Критические режимы).

резервирование (от латинского reserve — сберегаю, сохраняю) — метод повышения надёжности объектов авиационной техники введением в их состав дополнительных (избыточных) элементов, узлов, устройств, связей для быстрой замены ими (автоматически или вручную) вышедших из строя аналогичных им элементов основного оборудования; обеспечивает высокий уровень выполнения функций или решения отдельных задач системами управления летательных аппаратов, бортовым оборудованием и т. д. Современные летательные аппараты оснащены сложными автоматизированными системами, а в соответствии с требованиями к надёжности летательных аппаратов и безопасности полёта вероятность полного отказа таких систем не должна превышать 10—8—10—9 за 1 ч полёта. Обеспечить столь малые значения вероятностей отказов систем при существующем уровне надёжности соответствующих элементов (блоков) можно только на основе Р.

Наиболее распространённый вид Р. систем управления и бортового оборудования летательного аппарата — структурное Р. Структурное резервирование (его часто называют прямым Р.) осуществляется введением избыточных (резервных) элементов (блоков, систем) по сравнению с минимальным их числом, необходимым для выполнения заданных функций в данных условиях работы. Такое Р. может быть раздельным (поэлементным), общим и смешанным. При раздельном Р. резервируются отд. элементы системы, при общем — система в целом (устанавливается несколько комплектов системы). Смешанное Р. — совмещение раздельного и общего Р. Теоретическая надёжность системы при раздельном Р. выше, чем при общем. Однако при практической реализации раздельного Р. для обеспечения работоспособности резервируемой системы при отказах требуется, в частности, применение дополнительно к резервным элементам устройств контроля и переключения, которые существенно усложняют систему и снижают преимущества раздельного Р. Кроме того, при таком Р. между резервируемыми элементами в тракте передачи сигнала образуются т. н. общие цепи (точки) см. рис. 1. Попадание ложного сигнала в общую цепь или обрыв её может привести к полному отказу резервирующей системы. В связи с этим в авиации предпочтение отдаётся общему Р., которое проще при реализации и позволяет практически полностью избежать образования общих цепей (точек).

В зависимости от способа включения в работу резервных элементов (систем) различают Р. с замещением отказавшего элемента (системы) резервным и с пост, их включением. При Р. с замещением сохраняется неизменность характеристик систем после отказа, так как отказавшая система (элемент) замещается такой же исправной. Однако при этом способе Р. необходима операция переключения. Эта операция должна выполняться быстро и надёжно, в ином случае возможна потеря работоспособности системы. В процессе замещения на выходе системы может появиться возмущение, амплитуда которого зависит от рассогласования между основной и резервной системами, времени запаздывания при переключении и различия в условиях работы основной и резервных систем (основная система подвергается воздействию нагрузки, тогда как на резервные системы она не действует). В полёте устройства переключения практически неконтролируемы, и существует опасность, что в момент замещения устройство переключения может оказаться неисправным.

Надёжность резервируемых систем с постоянно включёнными резервными элементами (системами) меньше зависит от операций переключения. Это в значительной мере определило более широкое применение в авиации этого вида Р. При практической реализации систем с постоянно включёнными резервными элементами (системами) необходимо выполнение ряда условий, к которым относятся: обеспечение приемлемых характеристик резервируемой системы при совместном функционировании элементов (систем), имеющих разброс характеристик в пределах установленных допусков; исключение возможности полного отказа резервируемой системы при отказе любого элемента; сохранение определенного уровня характеристик системы при заданном числе последовательных отказов. Наряду с этим должны также исключаться чрезмерные возмущения на выходе системы в момент отказа какого-либо элемента. Для выполнения этих условий структура резервируемой системы обычно строится на следующих принципах: полное разделение систем от входа до выхода; обеспечение “пересиливания” отказавшей системы исправными с послед, её отключением; исключение чрезмерного рассогласования между выходными сигналами систем; применение автоматических устройств обнаружения и изоляции отказов. На рис. 2 показана схема резервируемой электрической системы дистанционного управления, построенной на основе этих принципов. Она состоит из трёх одинаковых независимых каналов. Каждый канал содержит необходимый состав устройств, обеспечивающих преобразование электрического входного сигнала в механическое перемещение. Исполнительные устройства каждого канала (например, сервоприводы) могут непосредственно управлять отдельной поверхностью управления (например, секцией) или объединяться с помощью механических или гидромеханических связей на общем выходном элементе, которым может быть траверса (как на рис.), силовой шток привода или непосредственно орган управления. Связь выходного элемента каждого канала с траверсой может быть жёсткой или с предварительным усилием (типа пружины или гидромуфты). Применение элементов связей с предварительным усилием даёт возможность весьма просто произвести выбор среднего значения выходного сигнала (рис. 3) как наиболее “правильного” (устанавливается своего рода кворум) и осуществить контроль и изоляцию неисправного канала. В этом случае обеспечивается так называемое гидромеханическое кворумирование выходных сигналов. В электрических цепях выбор среднего значения сигнала осуществляется с помощью специальных электронных устройств — кворум-элементов, или селекторов сигналов. Кворумирование строится на использовании межканальных связей, поэтому требуются особые меры для исключения возможности распространения отказа какого-либо канала на другие каналы. В некоторых случаях возникает необходимость применения разнородного Р., когда, например, электрическая система управления резервируется механической системой, и наоборот. Каждой из этих систем присущи свои причины отказов. Благодаря этому исключается возможность отказа всей резервируемой системы при появлении какого-либо одного вида причины отказа.

Одной из существенных характеристик прямого Р. (как общего, так и раздельного) являет кратность Р. — отношение полного числа элементов (блоков, систем) резервируемой системы к минимально необходимому. В авиации кратность Р. обычно 2—4. Чаще всего используется дублирование, особенно в системах, работоспособность которых контролируется экипажем, а в случае возникновения отказа имеется возможность управляемого включения резерва. В отсутствии такого контроля при постоянном включении резервных каналов в двухканальной системе при отказе одного из них средства автоматики обычно не могут определить какой именно канал отказал, и отключается вся система. Поэтому такие системы с кратностью Р., равной, например, трем, сохраняют работоспособность при отказе одного из каналов и отключаются при последующем отказе любого другого (рис. 6); при четырехкратном Р. система отключается после последовательного отказа любых трех каналов и т. д. Если вероятность q отказа каждого канала известна (например, q = 1× 10-3 за 1 ч полёта), то для вероятности Q отказа четырёхканальной системы можно получить приближённо Q = 4q3 = 4-10-9 за 1 ч полёта.

При Р. отдельных полётных задач помимо прямого применяется функциональное Р. При функциональном резервировании функции какой-либо бортовой системы при полном её отказе перекладываются на другие системы, хотя при этом и происходят некоторые потери эффективности или (и) точности. Например, при решении задач определения высоты и скорости полета используются система воздушных сигналов, радиовысотомер и доплеровский измеритель скорости и угла скоса, а при определении местоположения летательного аппарата —инерциальная система навигации, системы счисления пути по воздушной скорости и курсовому углу, радиотехнические системы ближней, дальней и спутниковой навигации, средства астронавигации. Используются в авиации и другие виды резервирования: по нагрузке, мощности и т. д.

В зависимости от характера отказов система может принимать различные состояния, характеризуемые уровнем изменения её выходных характеристик. Экипажу обычно выдаётся необходимая информация о состоянии системы, на основании которой принимается решение о продолжении полёта на данном режиме, переходе на другой, более благоприятный по условиям безопасности полёта, или о его скорейшем завершении.

Обязательный минимум Р. в зависимости от класса летательного аппарата регламентируется требованиями Международной организации гражданской авиации и национальными Нормами лётной годности.

Лит.: Белецкий В. В., Теория и практические методы резервирования радиоэлектронной аппаратуры, М., 1977; Голинкевич Т. А., Прикладная теория надежности, М., 1977; Диллон Б., Сингх Ч., Инженерные методы обеспечения надежности систем, пер. с англ., М., 1984.

В. П. Бочаров, Л. П. Новочадов

Рис. 1. Схема системы с раздельным резервированием: a1, a2, а3, b1, b2 — резервные элементы; УК — устройства контроля. УП — устройства переключения; звёздочками отмечены общие цепи (точки).

Рис. 2. Схема трёхканальной системы с общим резервированием: xр — датчик перемещения ручки управления;{{α}}, ny, {{w }}z, — датчики режимов полета; В — вычислитель; СО — сигналы отказа; MC1, MC2, МСЗ — модули сервоприводов; КО — клапан отключения; ГС1, ГС2, ГСЗ — гидросистемы; РП — рулевой привод; ОУ — орган управления.

Рис. 3. Зависимость амплитуды А сигналов управления от времени t в каналах x1, x2, x3 в трёхканальной резервированной системе: {{D }}max — максимально допустимое рассогласование сигналов; t1 — момент отключения канала x3 (первый отказ), t2 — момент отключения всей системы (второй отказ); жирной линией показан “правильный” сигнал.

резина в авиастроении. Р. — общее название группы материалов, получаемых вулканизацией каучука. Техническая Р. — продукт вулканизации резиновой смеси, содержащей от 5—6 до 15—20 различных ингредиентов, облегчающих переработку каучука и придающих изделию нужные эксплуатационные свойства. Наиболее важные ингредиенты — вулканизирующие агенты (чаще всего сера), ускорители и активаторы вулканизации, наполнители, пластификаторы, стабилизаторы, красители и прочее. В качестве наполнителей применяют главным образом различные высокодисперсные вещества, например, технический углерод (сажу), каолин, тальк, диоксид кремния, а также ткани, корд на основе синтетических или металлических волокон. Особенность Р. — их высокая эластичность в широком температурном диапазоне. Исключение составляют эбониты (так называемые твёрдые Р.) — продукты, которые получают при вулканизации каучуков большими количествами серы (до 50%).

Р. присущ ряд ценных свойств, обусловливающих их широкое применение в авиастроении: амортизирующая и уплотняющая способность, износостойкость, усталостная выносливость, электроизоляционные свойства, газо- и водонепроницаемость, некоторым Р., кроме того, — стойкость при действии жидких топлив, масел, различных агрессивных сред (кислот, щелочей и т. д.). Эбониты характеризуются высокой химической стойкостью и долговечностью при эксплуатации в экстремальных условиях окружающей среды (например, при воздействии тропического климата), высокой механической прочностью, электроизоляционными свойствами.

Большинство резиновых изделий получают из твёрдых каучуков, некоторые (например, пенорезину) — из латексов. Авиационные резиновые изделия изготовляются по единой технологии схеме, состоящей из четырёх основных этапов: 1) смешение каучука в резиносмесителе или на вальцах с необходимыми ингредиентами; 2) получение полуфабрикатов — каландров, листов, экструдированных профилей; 3) изготовление или сборка заготовок; 4) вулканизация изделий и их отделка. Заготовки резиновых изделий вулканизуют в пресс-формах, устанавливаемых на прессе, автоклавах и др. при температуре 140—200{{°}}С и давлении 1,5—2 МПа.

Резинотехнические изделия делят на формовые и неформовые. Формование заготовок и вулканизация первых осуществляются одновременно, вторых — раздельно. Формовые изделия имеют строго определенную форму и размеры, чистую и гладкую поверхность; это — уплотнительные резиновые кольца, манжеты, амортизаторы, прокладки, резинометаллические подшипники и блок-шарниры, резино-тканевые манжеты, мембраны, диафрагмы. К внешнему виду, форме и точности размеров неформовых изделий не предъявляют высоких требований; их вырезают или вырубают из вулканизованной пластины (например, прокладки), нарезают из трубчатых заготовок (например, уплотнительные кольца), склеивают из отдельных элементов (например, резинотканевые изделия сложной формы), профилируют в экструдерах (например, уплотнители окон и дверей самолётов и вертолётов) с последующей вулканизацией в паровых котлах или воздушных автоклавах. К неформовым резинотехническим изделиям относят также мягкие топливные баки для транспортирования и хранения авиационного топлива. Баки обычно состоят из двух слоев — внутреннего топливостойкого из Р. и внешнего армирующего из прорезиненной ткани; изготовляются на специальных формах путём последовательного наложения и склеивания слоев с последующей вулканизацией.

Лит.: Лепетов В. А., Резиновые технические изделия, 3 изд., Л., 1976; Догадкин Б. А., Донцов А. А., Шершнев В. А., Химия эластомеров, 2 изд., М., 1981.

В. А. Устинов

резонансные испытания (от латинского resono — откликаюсь) — наземные динамические испытания летательного аппарата (и его частей), заключающиеся в возбуждении и измерении вибраций (преимущественно гармонических) для определения характеристик собственных колебаний испытываемого объекта. Объекты испытаний: целый летательный аппарат (самолёт, ракета, вертолёт и т. д.), консоль крыла, пилон с двигателем и другие элементы и агрегаты, а также динамически-подобная модель (ДПМ) натурного самолёта, консоли крыла и т. п. Как правило, Р. и. натурного летательного аппарата проводятся на опытном и (или) одном из первых серийных образцов, выборочных серийных экземплярах, различных модификациях летательного аппарата.

Основные задачи Р. и.: уточнение расчётной динамической схемы летательного аппарата или его агрегатов, сравнение характеристик натурного летательного аппарата с его ДПМ, проверка соответствия характеристик серийных образцов заданным требованиям и др. Цель Р. и. — обеспечение безопасности летательного аппарата от флаттера и опасных колебаний в полёте, выявление уровня динамических нагрузок и т. д. В ходе Р. и. определяются спектр собственных частот (в ограниченном частотном диапазоне), собственные формы колебаний (для некоторых измеренных частот), декременты колебаний и обобщённые массы наиболее важных (в первую очередь низших по частоте) собственных тонов, а также измеряются амплитудно-частотные и фазочастотные характеристики планёра летательного аппарата при различном возбуждении колебаний.

Основные технические средства для проведения Р. и.: приборы для возбуждения, измерения и регистрации колебаний, входящие в состав многоканального оборудования для динамических испытаний (см. рис.). Для реализации заданных граничных условий испытываемый объект имеет упругую подвеску (на резиновых амортизационных шнурах, пневматических опорах и др.) либо жёсткую консольную заделку. Возбуждение колебаний осуществляется электродинамическими силовозбудителями с электронными усилителями мощности. Для измерений параметров служат датчики перемещения, скорости или ускорения и др. аппаратура. Первичная обработка данных проводится на малых ЭВМ.

Основной метод Р. и. — испытания с многоточечным возбуждением, в ходе которых подбором внешних сил (компенсирующих внутреннее трение) выделяют поочерёдно отдельно тона собственных колебаний и регистрируют их. Используются синусоидальные силы возбуждения с фазовыми сдвигами 0 или 180{{°}} и различными амплитудами. Подбор внешних сил заключается в выборе рациональных мест возбуждения и в регулировке уровней колебаний характерных точек летательного аппарата с целью минимизации их относительных фазовых сдвигов. Измерения проводятся при неизменной амплитуде колебаний. Собственная форма колебаний определяется распределением амплитуд квадратурных составляющих перемещений летательного аппарата для первой гармоники колебаний на собственной частоте.

Лит.: Колесников К. С., Минаев А. Ф., Колебания летательных аппаратов, в кн.: Вибрации в технике. Справочник, т. 3, М., 1980; Смыслов В. П., Определение характеристик собственных колебаний, там же, т. 5, М., 1981.

Схема проведения резонансных испытаний: 1 — генератор синусоидальных колебаний; 2 — блок подбора внешних сил; 3 — усилители мощности; 4 — электродинамические силовозбудители; 5 — упругие подвесы; 6 — сигналы датчиков; 7 — коммутатор, усилительные и измерительные блоки; 8 — блоки синхронного детектирования; 9 — многоканальный индикатор; 10 — шлейфовый осциллограф или магнитный регистратор переходных процессов; 11 — цифропечать и графопостроитель для регистрации установившихся колебаний; 12 — ЭВМ; 13 — средства возбуждения, измерения и регистрации колебаний.

Рейнольдс, Рейнолдс (Reynolds), Осборн (1842—1912) — английский учёный и инженер, член Лондонского королевского общества (с 1877). Окончил Кембриджский университет (1867). Профессор Манчестерского университета (с 1868), с 1888 возглавил Витвортовскую инженерную лабораторию. Внёс существенный вклад в развитие гидромеханики: предложил подход к изучению турбулентности и турбулентных течений, получил уравнения, описывающие осреднённое движение жидкости (уравнения Рейнольдса); ввёл понятие турбулентных напряжений (напряжения Рейнольдса); экспериментально исследовал переход ламинарного течения в турбулентное при движении жидкости в цилиндрических трубах и впервые установил критерий перехода (число Рейнольдса); установил связь между коэффициентами сопротивления трения и теплообмена в турбулентном потоке жидкости (коэффициент аналогии Рейнольдса). Кроме того, проводил исследования в области теории смазки, акустики, кавитации на лопастях винтов и т. п. Изобрёл турбонасос. Портрет см. на стр. 473.

Соч.: Papers on mechanical and physical subjects, v. 1-3, Camb., 1900-03.

Рейнольдса уравнение (по имени О. Рейнольдса) — см. в статье Турбулентное течение.

Рейнольдса число (по имени О. Рейнольдса) — безразмерный параметр, характеризующий собой соотношение инерционных сил и сил внутреннего трения в потоке жидкости или газа. Равен произведению плотности {{r }}, характерных значений скорости V и линейного размера L, делённому на динамическую вязкость {{m }}: Re = {{r }}VL/{{m }}.

В качестве подобия критерия Р. ч. первоначально было введено Рейнольдсом (1883) при изучении течений жидкости в трубах. Р. ч. играет важную роль в аэро- и гидродинамике. Так, например, при малых скоростях полёта, когда можно пренебречь сжимаемостью воздуха, Р. ч. является, основным параметром подобия, определяющим сопротивление аэродинамическое. В зависимости от значения Р. ч. в области вязкого течения реализуется ламинарный (Re < Re0, переходный (Re » Re0) или турбулентный (Re > Re0) режим движения (Re0 — критическое Р. ч.; для потока воды, например, в трубе круглого сечения Re0 » 2300).

Р. ч. оказывает влияние на математическую постановку задачи в рамках механики сплошной среды. При умеренных Р. ч. [математически Re = O(l)] силы вязкости играют существ, роль во всём поле течения и приходится пользоваться Навье — Стокса уравнениями, Re < < 1 соответствует, например, движению сильно вязкой жидкости (так называемое ползущее течение), при анализе которого в уравнениях Навье — Стокса можно пренебречь инерционными силами по сравнению с силами трения и давления. При Re > > 1 силы трения пренебрежимо малы в основной части потока и существенны в тех областях течения, где имеют место большие поперечные градиенты газодинамических переменных. В этом случае решение задачи упрощается и сводится к интегрированию Эйлера уравнений для основной части потока и уравнений пограничного слоя для области течения толщиной {{d ¥ }}Re-1/2.

Р. ч., вычисленное по местным параметрам потока и текущему линейному размеру, используется в качестве безразмерной независимой переменной при определении локальных значений коэффициента сопротивления трения и теплопередачи, а также при анализе структуры течения в особых областях потока (окрестность точки отрыва и т. п.).

В. А. Башкин

рейсовая скорость — отношение дальности полёта к продолжительности полёта. С середины 80-х гг. термин выходит из употребления. См. Техническая скорость.

рекорды авиационные — наивысшие показатели в скорости, дальности, высоте, скороподъёмности, грузоподъёмности и продолжительности полёта, достигнутые на пилотируемых летательных аппаратов, входящих в классификацию спортивного кодекса Международной авиационной федерации (ФАИ). Р. а. подразделяются на национальные и мировые. Регистрацию мировых Р. а. с 1905 производит ФАИ, советских — с 1936 — вела авиационная спортивная комиссия Центрального аэроклуба СССР имени В. П. Чкалова. В самолётном спорте, вертолётном спорте, планёрном спорте, парашютном спорте, дельтапланёрном спорте мужские и женские рекорды регистрируются раздельно.

По данным ФАИ на 1 января 1991 зарегистрировано 1873 мировых Р. а. По основным видам авиационного спорта из 1585 мировых рекордов 835 принадлежали СССР (таблица 1). Некоторые действующие рекорды указаны в таблице 2.

ФАИ регистрирует также абсолютные авиационные рекорды — максимальные достижения в дальности, высоте, скорости и продолжительности полёта на летательном аппарате (таблица 3).

А. Ф. Тырсин

Таблица 1. — Мировые рекорды по состоянию на 1 января 1991

Вид спорта

Всего рекордов

Из них

СССР

США

др. страны

Самолётный

1087

641

303

143

Самолёты с ПД

218

6

137

75

Самолёты с ТВД

315

247

47

21

Самолёты с ТРД

509

377

109

23

Ракетные самолеты

1

-

-

1

ЛА с вертикальным взлётом и посадкой

8

-

-

8

ЛА с коротким взлётом и посадкой

19

11

8

-

Микроавиация

11

-

1

10

Самолёты с поворотным крылом

5

-

-

5

Самолёты, запущенные с самолётов-носителей

1

-

1

-

Планёрный

70

4

12

54

Вертолётный

123

47

49

27

Парашютный

66

52

9

5

Авиамодельный

86

29

16

41

Ракетомодельный

34

27

-

7

Автожиры

16

-

1

15

Космос:

74

35

39

-

Космические корабли

64

35

29

-

Космические корабли многоразового использования

10

-

10

-

Дельтапланёрный

29

-

12

17

Итого

1585

835

441

309

Воздушные шары

253

7

167

79

Дирижабли

27

-

7

20

Аппараты на мускульной силе

7

-

4

3

Аппараты на воздушной подушке

1

-

-

1

Всего

1873

842

619

412

Таблица 2. — Некоторые авиационные рекорды

Показатель

Достижение

Дата установления рекорда

Рекордсмены

Страна, летательный аппарат

Самолётный спорт

Самолёты с поршневыми двигателями

Дальность по прямой:

       

Мужчины

40212,139 км

14—23.12.1986

Р. Рутан, Дж. Йигер

США, “Вояджер”

Женщины

7267,69 км

9—10.4.1966

Г. Мокк

США, Цессна Р-206

Высота:

       

Мужчины

17 083 м

22.10.1938

М. Пеззе

Италия, Капрони 161бис

Женщины

14310 м

23.07.1983

М. Гилец

Франция, Потез 506

Скорость на базе 15/25 км:

       

Мужчины

832,12 км/ч

30.07.1983

Ф. Тейлор

США, Норт Американ P-51D

Женщины

747,339 км/ч

09.04.1957

Ж. Кокран

США, Норт Американ Р-51С

Время набора высоты 3000 м:

       

Мужчины

1 мин 31,9 с

06.02.1972

Л. Шелтон

США, Грумман F8F2 “Бэркэт”

Женщины

4 мин 21,4 с

17.01.1979

С. Е. Сазицкая

СССР, Як-50

Максимальный груз, поднятый на высоту 2000 м:

       

Мужчины

15166 кг

11.05.1946

Дж. Уоррен

США, Боинг В-29

Самолёты с турбовинтовыми двигателями

Дальность по прямой:

       

Мужчины

14 052,95 км

20.02.1972

Е. Аллисон

США, Локхид НС-130Н “Геркулес”

Женщины

7661,949 км

15.10.1967

Л. М. Уланова

СССР, Ил-18

Высота:

       

Мужчины

15549 м

27.03.1972

Д. Уилсон

США, ЛТВ L450F

Женщины

13513 м

20.10.1967

Л. М. Уланова

СССР, Ил-18

Скорость на замкнутом маршруте длиной 5000 км:

       

Мужчины

877,212 км/ч

09.04.1960

И. М. Сухомлин

СССР, Ту-114

Женщины

701,068 км/ч

12.06.1969

Л. М. Уланова

СССР, Ил-18

Время набора высоты 3000 м:

       

Мужчины

1 мин 48 с

16.04.1985

Ч. Йигер, Р. Давенлор

США, Пайпер “Шайеннэ 400 LS

Женщины

4 мин 46,1 с

12.06.1982

М. Л. Попович

СССР, Ан-24

Максимальный груз, поднятый на высоту 2000 м:

       

Мужчины

100444,6 кг

26.10.1967

И. Е. Давыдов

СССР, Ан-22

Женщины

8096 кг

07.06.1982

М. Л. Попович

СССР, Ан-24

Самолёты с турбореактивными двигателями

Дальность по прямой:

       

Мужчины

20168,78 км

10—11.01.1962

К. Эвели

США, Боинг В-52Н

Женщины

10086,669 км

22—23.10.1977

И. Ф. Вертипрахова

СССР, ИЛ-62М

Дальность по замкнутому маршруту

20 150,921 км

06—07.05.1987

В. И. Терский, Ю. П. Ресницкий, А. Т. Майстренко

СССР, Ан-124

Высота:

       

Мужчины

37 650 м

31.08.1977

А. В. Федотов

СССР, Е-266М

Женщины

24 336 м

22.05.1965

Н. А. Проханова

СССР, Е-33

Скорость на замкнутом маршруте длиной 100 км:

       

Мужчины

2605,1 км/ч

08.04.1973

А. В. Федотов

СССР, Е-266

Женщины

2128,7 км/ч

18.02.1967

Е. Н. Мартова

СССР, Е-76

Скорость на замкнутом маршруте длиной 500 км:

       

Мужчины

2981,5 км/ч

05.10.1967

М. М. Комаров

СССР, Е-266

Женщины

2466,31 км/ч

21.10.1977

С. Е. Савицкая

СССР, Е-133

Скорость на замкнутом маршруте длиной 1000 км:

       

Мужчины

3367,221 км/ч

27.07.1976

А. Бледсо

США, Локхид SR-71

Женщины

2333 км/ч

12.04.1978

С. Е. Савицкая

СССР, Е-133

Скорость на замкнутом маршруте длиной 2000 км с грузом 155 т

815,09 км/ч

22.03.1989

А. В. Галуненко, С. А. Горбик, С. Ф. Нечаев

СССР, Ан-225

Время набора высоты 3000 м:

       

Мужчины

25,373 с

27.10.1986

В. Г. Пугачёв

СССР, П-42

Женщины

41,2 с

15.11.1974

С. Е. Савицкая

СССР, Е-66Б

Максимальная высота полёта с грузом 155 т

12430 м

22.03.1989

А. В. Галуненко, С. А. Горбик, С Ф. Нечаев

СССР, Ан-225

Максимальный груз, поднятый на высоту 2000 м:

       

Мужчины

171 219 кг

26.07.1985

В. И. Терский

СССР, Ан-124

Максимальная масса самолёта на высоте 2000 м

508 200 кг

22.03.1989

А. В. Галуненко, С. А. Горбик, С. Ф. Нечаев

СССР, Ан-225

Гидросамолёты с турбореактивными двигателями

Высота

14962 м

09.09.1961

Г. И. Бурьянов

СССР, М-10

Скорость на базе 15/25 км

912 км/ч

07.08.1961

Н. И. Андриевский

СССР, М-10

Высота с грузом 1000; 2000; 5000 кг

14062 м

08.09.1961

Г. И. Бурьянов

СССР, М-10

Максимальный груз, поднятый на высоту 2000 м

15206,4 кг

12.09.1961

Г. И. Бурьянов

СССР, М-10

Летательные аппараты с вертикальным взлётом и посадкой

Дальность по прямой

681 км

27.05.1969

Д. Вуд

ФРГ, Do31E3

Высота

15499 м

12.01.1987

Б. Скотт

Великобритания, “Харриер” DB6

Время набора высоты 12000 м

116,15 с

11.04.1991

А. А. Синицын

СССР, Як-141

Летательные аппараты с коротким взлётом и посадкой

Время набора высоты 3000 м (мужчины):

       

на поршневых летательных аппаратах

3 мин 7,37 с

14.12.1988

Р. Ольшевский

США, “Глассэр” III

на турбовинтовых летательных аппаратах

3 мин 59,40 с

05.03.1985

Ф. Хэдден

США, Локхид С-130

на турбореактивных летательных аппаратах

25,428 с

11.4.1987

Н. Ф. Садовников

СССР, П-42

Вертолётный спорт

Вертолёты

Дальность по прямой:

       

мужчины

3561,55 км

06—07.04.1966

Р. Ферри

США, Хьюз OH-6A

женщины

2232,218 км

15.08.1969

И. А. Копец

СССР, Ми-8

Высота:

       

мужчины

12442 м

21.6.1972

Ж. Буле

Франция, SA 315-001

женщины

8250 м

29.01.1985

Т. И. Зуева

СССР, Ка-32

Скорость на базе 15/25 км:

       

мужчины

400,87 км/ч

11.08.1986

Дж. Эгинтон

Великобритания, Уэстленд “Линкс”

женщины

341,32 км/ч

16.07.1975

Г. В. Расторгуева

СССР, А-10

Скорость на замкнутом маршруте длиной 100 км:

       

мужчины

340,15 км/ч

26.08.1964

Б. К. Галицкий

СССР, Ми-6

женщины

334,464 км/ч

18.07.1975

Г. В. Расторгуева

СССР, А-10

Время набора высоты 3000 м:

       

мужчины

1 мин 22,2 с

12.04.1972

Дж. Хендерсон

США, Сикорский СН-54В

женщины

2 мин 11,1 с

12.05.1983

Н. И. Ерёмина

СССР, Ка-32

Максимальный груз, поднятый на высоту 2000 м:

       

Мужчины

40204,5 кг

06.08.1969

В. П. Колошенко

СССР, В-12

Женщины

25 110,7 кг

03.12.1982

И. А. Копец

СССР, Ми-26

Винтокрылые аппараты (конвертопланы)

Скорость на базе 15/25 км

356,3 км/ч

07.10.1961

Д. К. Ефремов

СССР, Ка-22

Высота с грузом 1000; 2000; 5000; 10000; 15000 кг

2588 м

24.11.1961

Д. К. Ефремов

СССР, Ка-22

Максимальный груз, поднятый на высоту 2000 м

16485 кг

24.11.1961

Д. К. Ефремов

СССР, Ка-22

Планёрный спорт

Дальность по прямой:

       

Мужчины

1460,8 км

25.04.1972

X. Гроссе

ФРГ

Женщины

949,7 км

20.01.1980

К. Карел

Великобритания

Скорость на замкнутом маршруте длиной 500 км:

       

Мужчины

164,113 км/ч

10.12.1986

Ж. Кастель

Франция

Женщины

133,14 км/ч

29.01.1979

С. Мартин

Австралия

Скорость на замкнутом маршруте длиной 1000 км:

       

Мужчины

145,328 км/ч

03.01.1979

X. Гроссе

ФРГ

Абсолютная высота:

       

Мужчины

14938 м

17.02.1986

Р. Харрис

США

Женщины

12637 м

14.02.1979

С. Джаккинтел

США

Выигрыш высоты:

       

Мужчины

12894 м

25.02.1961

П. Байкл

США

Женщины

10212 м

12.01.1988

И. Лоадер

Новая Зеландия

Парашютный спорт

Точность приземления днём (фиксация визуальная, диск О = 100 мм):

       

Мужчины

106 приземлений в диск

21.10—3.11.1978

А. В. Белоглазов

СССР

Женщины

81 приземление в диск

21.10—3.11.1978

З. М. Курицына

СССР

Точность приземления днём (фиксация электронная, диск О = 50 мм):

       

Мужчины

50 приземлений в диск

20.10—1.11.1988

Л. М. Абдурахманов

СССР

Женщины

41 приземление в диск

19.10—1.11.1988

Н. М. Филинкова

СССР

Одиночные высотные затяжные прыжки (высота свободного падения):

       

Мужчины

24500 м

01.11.1962

Е. Н. Андреев

СССР

Женщины

14800 м

26.10.1977

Э. Н. Фомичева

СССР

Групповые высотные затяжные прыжки (высота свободного падения):

       

Мужчины

14780 м

24.04.1975

10 чел.

СССР

Женщины

14215 м

26.10.1977

10 чел.

СССР

Одиночные акробатические прыжки (время выполнения комплекса фигур в свободном падении):

       

Мужчины

5,56 с

25.07.1990

Э. Лауэр

Франция

Женщины

6,71 с

06.08.1988

Ли Жунжун

КНР

Групповая акробатика (максимальное образование в свободном падении):

       

Мужчины

144 чел.

08.08.1988

144 чел.

США

Женщины

80 чел.

06.07.1990

80 чел.

Франция

Купольная акробатика (время создания пирамиды из 8 куполов):

       

Мужчины

43,29 с

25.09.1986

8 чел.

Франция

Женщины

94,05 с

16.10.1990

8 чел.

СССР

Купольная акробатика (максимальное образование):

       

Мужчины

32 чел.

16.09.1987

32 чел.

Франция

Женщины

16 чел.

07.10.1990

16 чел.

США

Авиамодельный спорт

Модели самолётов с резиновыми двигателями

Продолжительность полёта

1 ч 41 мин 32 с

19.06.1964

В. А. Фёдоров

СССР

Дальность по прямой

371,189 км

01.07.1962

Г. А. Чиглинцев

СССР

Высота

1732 м

19.06.1964

В. А. Фёдоров

СССР

Скорость по прямой

187,68 км/ч

06.09.1987

А. В. Беланов

СССР

Модели гидросамолётов с резиновыми двигателями

Продолжительность полёта

49 мин 45 с

28.5.1987

Б. Н. Краснорутский

СССР

Дальность по прямой

12,883 км

13.09.1987

Б. Н. Краснорутский

СССР

Высота

1143 м

28.05.1987

Б. Н. Краснорутский

СССР

Скорость по прямой

113,24 км/ч

25.06.1989

Б. Н. Краснорутский

СССР

Модели вертолётов с резиновыми двигателями

Продолжительность полёта

33 мин 26,7 с

03.06.1968

А. Ш. Назаров

СССР

Дальность по прямой

5237,50 м

03.08.1974

Ж. Пеледжи

Италия

Высота

812 м

30.08.1975

П. Л. Мотекайтис

СССР

Скорость по прямой

144,23 км/ч

12.06.1970

П. Л. Мотекайтис

СССР

Модели самолётов с поршневым двигателем

Продолжительность полёта

6 ч 1 мин

06.08.1952

И. О. Кулаковский

СССР

Дальность по прямой

378,756 км

15.08.1952

Е. Ф. Борисович

СССР

Высота

6468,9 м

08.08.1982

Инь Чэньбай

КНР

Скорость по прямой

179,9 км/ч

05.05.1981

А. А. Дубннецкий

СССР

Модели гидросамолётов с поршневым двигателем

Продолжительность полёта

2 ч 23 мин 52 с

07.08.1982

Чжай Гуйшон

КНР

Дальность по прямой

130,904 км

29.08.1982

Ян Яй

КНР

Высота

4600 м

17.08.1982

Дун Чунь

КНР

Скорость по прямой

98,07 км/ч

16.09.1987

И. В. Жиданов

СССР

Модели вертолётов с поршневым двигателем

Продолжительность полёта

3 ч 12 мин

01.10.1965

С. Пуриче

Румыния

Дальность по прямой

91,491 км

01.10.1963

В. И. Титлов

СССР

Высота

3750 м

24.09.1963

С. Пуриче

Румыния

Скорость по прямой

116,12 км/ч

20.09.1970

А. С. Павлов

СССР

Электролеты. Радиоуправляемые модели самолётов (с аккумулятором)

Продолжительность полёта

6 ч 19 мин49 с

28.07.1990

Хань Синъюэнь

КНР

Дальность по прямой

102,4 км

25.08.1990

А. А. Дубинецкий

СССР

Высота

1749 м

09.08.1988

Т. Н. Войтенко

СССР

Скорость по прямой

250,435 км/ч

14.10.1989

Ф. Вайсгербер

ФРГ

Дальность по замкнутому маршруту

167 км

03.09.1988

Ли Шихао

КНР

Скорость по замкнутому маршруту

163,682 км/ч

25.11.1989

Ф. Вайсгербер

ФРГ

Дельтапланерный спорт

Дальность по прямой (гибкое крыло);

       

Мужчины

488,19 км

03.07.1990

Л. Тьюдор

США

Женщины

291,31 км

01.07.1990

К. Касл

США

Выигрыш высоты:

       

Мужчины

4343,4 м

04.08.1985

Л. Тьюдор

США

Женщины

3657 м

06.07.1989

Г. Хансен

Норвегия

Скорость полёта на замкнутом маршруте длиной 150 км:

       

Мужчины

26,31 км/ч

10.06.1989

Д. Купер

Австралия

Табл. 3. — Абсолютные рекорды

Показатель

Достижение

Дата установления рекорда

Рекордсмены

Страна, летательный аппарат

Абсолютные рекорды на самолётах

Дальность по прямой

       

Дальность по замкнутому маршруту

40212,139 км (без посадки вокруг света)

14—23.12.1986

Р. Руган, Дж. Йигер

США, “Вояджер”

Высота

37650 м

31.08.1977

А. В. Федотов

СССР, Е-266М

Высота в горизонтальном полёте

25929,031 м

28.07.1976

Р. Хелт

США, Локхид SR-71

Скорость на базе 15/25 км

3529,56 км/ч

28.07.1976

Э. Джорс

США, Локхид SR-71

Скорость на замкнутом маршруте длиной 1000 км

3367,221 км/ч

27.07.1976

А. Бледсо

США, Локхид SR-71

Высота (самолёт запущен с самолёта-носителя)

95935,99 м

17.07.1962

Р. Уайт

США, Норт Америка” Х-1S-3

Абсолютные рекорды на воздушных шарах

Продолжительность полёта

137 ч 5 мин 50 с

12—17.08.1978

А. Андерсон, Б. Абруццо,

Л. Ньюмен

США

Дальность полёта

8382,54 км

9—12.11.1981

Б. Абруццо, Л. Ньюмен, Р. Аоки, Р. Кларк

США

Высота полёта

34668 м

04.05.1961

М. Росс, В. Пратер

США

Абсолютные рекорды на дирижаблях

Дальность полёта по прямой

6384,5 км

29.10—01.11.1928

X. Эккенер

Германия, “Граф Цеппелин”

Абсолютные рекорды на космических кораблях многоразового использования

Продолжительность полёта

10 сут 7 ч 47 мин 24 с

28.11—8.12.1983

Дж. Янг, Б. Шоу, Р. Паркер, О. Гэрриот. У. Мерболд, Б. Лихтенберг, Р. Криппен, Ф. Скоби, Дж. Нельсон, Дж. Ван Хофтен, Т. Харт

США, “Колумбия”

Высота полёта

503,831 км

06—13.04.1984

США, “Челленджер”

Максимальная масса корабля на высоте

106882 кг

11—16.11.1982

В. Бранд, Р. Овермайер, Д. Лусма, Ч. Фуллертон, Дж. Аллеи, У. Ленуар

США, “Колумбия”

Дальность полкта

5367009 км

22—30.03.1982

США, “Колумбия”

релаксация (от латинского relaxatio — ослабление) в газах — процесс установления термодинамического равновесия (выравнивание физических параметров — давления, температуры, концентрации компонентов и т. п.) между всеми частями газовой системы. Проходит в результате столкновений частиц и для каждого параметра характеризуется своим временем установления равновесия (так называемым временем Р.). При относительно невысоких температурах (обычно менее 1000 К) в газах быстрее всего устанавливается равновесие по поступательным степеням свободы. Равновесие между поступательными и вращательными степенями свободы, связанное с обменом энергии между ними, устанавливается значительно медленнее. При гиперзвуковых скоростях полёта, когда в области возмущающего течения проявляются реального газа эффекты, в многоатомных газах существенную роль играют релаксационные явления, связанные с обменом энергией между поступательными и внутренними степенями свободы, которые оказывают влияние на газо-термодинамические характеристики течения и на аэродинамическое нагревание. Процесс установления термодинамического равновесия по внутренним степеням свободы описывается уравнениями газо- и термодинамики (Навье — Стокса уравнениями, уравнениями теплопроводности, диффузии и др.), дополненными уравнениями химической кинетики и другими релаксационными уравнениями, если времена Р. соответствующих физико-химических процессов сравнимы с характерным газодинамическим временем течения.

Ренар (Renard) Шарль Александр (1847—1905) — французский воздухоплаватель, один из пионеров дирижаблестроения. С 1871 член комиссии военного министерства по воздухоплаванию. На созданных Р. ротативных установках исследовалось аэродинамическое сопротивление дирижаблей в зависимости от скорости обтекания и формы корпуса. Р. разработал теорию статической устойчивости дирижабля в полёте. В 1884 на средства военного министерства Р. совместно с А. Кребсом разработал и построил дирижабль “Франция” с электродвигателем мощностью 6,6 кВт и аккумуляторной батареей, более совершенный, чем дирижабль А. Жиффара. Общая масса силовой установки 0,6 т, масса дирижабля 2 т. 9 августа 1884 дирижабль совершил полёт на 7,5 км и обратно за 23 мин. В 1884—1885 выполнено ещё 6 полетов. На основе опыта полётов дирижабля “Франция” Р. определил необходимую площадь оперения дирижабля. Р. первым разработал методику оценки собственной скорости дирижабля с учётом скорости ветра, создал конструкции привязных аэростатов наблюдения, применявшихся во французской армии, построил модель планёра-полиплана с закрытым корпусом и шасси.

Ш. А. Ренар.

ресурс (от французского ressource — вспомогательное средство) — 1) Р. авиационной конструкции — продолжительность функционирования (наработка) конструкции летательного аппарата, выраженная в лётных часах или числом полётов до наступления предельного состояния, при котором дальнейшая эксплуатация летательного аппарата прекращается по требованиям безопасности или эффективности эксплуатации в связи с возможным недопустимым снижением прочности. Обеспечение больших Р. является комплексной задачей, сложность которой обусловлена спецификой летательного аппарата как технического изделия. Достижение необходимых лётных, эксплуатационных и экономических характеристик требует максимального снижения массы конструкции и повышения напряжённости её работы при условии обеспечения безопасности эксплуатации в пределах Р.

Проблема Р. приобрела особую актуальность в конце 50-х гг. в связи с бурным развитием гражданской авиации и рядом катастроф реактивных пассажирских самолётов (например, английского самолёта “Комета-1”), последовавших из-за недостаточного сопротивления усталости герметичных фюзеляжей. В США, Великобритании и других странах с развитой авиационной промышленность были проведены исследования ресурсных характеристик конструкций летательных аппаратов; в СССР под руководством А. И. Макаревского в Центральном аэрогидродинамическом институте и в ряде КБ — работы по созданию нормативных требований и методов обеспечения безопасности эксплуатации летательного аппарата по условиям сопротивления усталости. Проводившиеся исследования касались в основном способов определения наработки, которую можно допустить для уже поступившей в эксплуатацию конструкции при крайне малой вероятности возникновения опасных усталостных трещин. В связи с повышением требований к интенсивности эксплуатации и эффективности самолётов в 70-х гг. определение и обеспечение требуемых больших Р. стало необходимым уже на этапах проектирования летательного аппарата. Методы, обеспечивающие Р. на этапе проектирования и при эксплуатации, аналогичны и сводятся в основном к следующему: определение совокупности нагрузок, действующих на конструкцию; определение характеристик сопротивления усталости на стадиях зарождения и распространения трещин при нагружении упрощённого вида, позволяющем провести необходимый эксперимент; установление связи между реальной и упрощённой совокупностями нагрузок; назначение коэффициентов надёжности.

Определение совокупности переменных нагрузок, действующих на конструкцию, проводится применительно к нагрузкам функционирования, обусловленным параметрами эксплуатации (массой летательного аппарата, топлива и полезного груза, скоростью и высотой полёта и т. д.), и к дополнительным нагрузкам, вызываемым маневрированием, наличием атмосферной турбулентности, неровностями поверхности земли и др. При проектировании переменной нагрузки определяются (для прогнозируемых режимов эксплуатации) на основе аэродинамических и весовых характеристик летательного аппарата с использованием методов статистической динамики для расчёта реакций самолёта как колебательной системы на стохастические внешние воздействия и другими способами. На этапе эксплуатации проводят прямые измерения переменных нагрузок, включая массовые статистические исследования перегрузок в центре тяжести самолёта.

Характеристики сопротивления усталости для стадий зарождения и распространения трещин в период проектирования получают экспериментально, испытывая действием, как правило, упрощённой совокупности переменных нагрузок характерные для данной конструкции образцы соединений, а также опытные панели и узлы, представляющие собой фрагменты ответственных участков конструкции. В ходе испытаний ведут направленный выбор материалов, полуфабрикатов, конструктивных форм и технологических процессов, обеспечивающих высокий уровень сопротивления усталости и распространению трещин. При поступлении летательного аппарата в эксплуатацию и установлении Р. в соответствии с Нормами лётной годности проводят прямые испытания натурной конструкции планёра самолёта (см. Ресурсные испытания).

Важным фактором является установление связи (эквивалентности) между реальной и упрощённой совокупностями переменных нагрузок, позволяющей перейти от исчисления долговечности в некоторых условных циклах к исчислению их в лётных часах, полётах или других единицах реального функционирования летательного аппарата или его агрегатов. При проектировании эквивалентность определяется с помощью ряда известных расчётных методов (например, путём систематизации совокупностей переменных нагрузок, учётом асимметрии циклов нагружения, на основе гипотезы линейного суммирования усталостных повреждений); в ходе прямых испытаний элементов конструкции как при упрощённом, так и при реальном нагружении. В период эксплуатации с этой целью на базе методов математической статистики сопоставляют число циклов до возникновения трещины в конкретном месте конструкции при испытаниях в лаборатории с наработкой до возникновения аналогичных трещин при эксплуатации, если они появлялись на ряде экземпляров эксплуатируемой модели летательного аппарата.

Для обеспечения Р. назначают коэффициенты надёжности конструкции, компенсирующий возможное рассеивание количества и значений переменных нагрузок, характеристик сопротивления усталости, погрешности методов. Коэффициент надежности выбирают или по принципу “безопасного ресурса”, то есть так, что появление трещин усталости практически невероятно, или с учётом эксплуатационной живучести авиационной конструкции на основе методов теории вероятностей и математической статистики. Исходя из требуемой надёжности авиационной конструкции Р. летательного аппарата в целом определяется по Р. отдельных элементов, разрушение которых или появление у них повреждений может непосредственно привести к катастрофической ситуации. В случае необходимости Р. увеличивается после контроля, ремонта или замены этих элементов.

Безопасность авиационной конструкции по условиям сопротивления усталости подтверждается перед началом регулярной эксплуатации при установлении первоначально назначенного Р. и в процессе эксплуатации по мере выработки ранее установленного Р. При этом проводится последовательное (поэтапное) установление увеличенных значений назначенного Р. на основе накопления и обобщения сведений об условиях нагружения и технического состояния конструкции.

В. Г. Лейбов, Е. А. Шахатуни.

2) Р. двигателя — продолжительность или объём работы (наработка) двигателя в эксплуатации до предельного состояния при котором дальнейшая работа двигателя прекращается по требованиям безопасности и эффективности эксплуатации. Р. измеряется продолжительностью эксплуатации в часах, полётных циклах, включениях и т. п. Существуют Р. назначенный, гарантированный и Р. до списания.

Наиболее важным является назначенный ресурс двигателя и его элементов. Назначенным P. называется суммарная наработка двигателя (в часах, циклах и т. п.), при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его состояния. Назначенный Р. двигателя и его отдельных элементов могут быть различными. При выработке этого Р. соответствующие детали, узлы двигателя подлежат обязательной замене в процессе ремонта или технического обслуживания. Назначенный Р. ответственных элементов двигателя (дисков, валов и др.) определяется расчётами и подтверждается, как и для двигателя в целом, эквивалентно-циклическими испытаниями двигателя. Значение назначенного Р. изменяется в процессе эксплуатации по мере подтверждения его соответствующими испытаниями, различают начальный назначенный Р., временно назначенный Р. и т. д. Составными частями назначенного Р. являются Р. до первого капитального ремонта и межремонтные Р.

В течение гарантированного ресурса устранение конструктивно-производственных дефектов двигателя производится за счёт поставщика.

Для расчёта потребности в авиационных двигателях используется ресурс до списания — расчётное значение наработки двигателя от начала эксплуатации до списания двигателя.

И. А. Биргер.

Лит.: Гудков А. И., Лешаков П. С., Райков Л. Г., Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов, 2 изд., М., 1968; Серенсен С. В., Когаев Б. П., Шнейдерович Р. М., Несущая способность и расчет деталей машин на прочность, 3 изд., М., 1975.

ресурсные испытания авиационной конструкции — воспроизведение в лаборатории внешних воздействий, соответствующих условиям типовой эксплуатации планёра летательного аппарата, включая циклические нагружения и функционирование элементов конструкции летательного аппарата. Р. и. определяют наработку до достижения конструкцией предельного состояния, при котором её дальнейшая эксплуатация небезопасна или нецелесообразна из-за снижения эффективности. В процессе Р. и. выявляют критические элементы конструкции, влияющие на безопасность эксплуатации, а также отрабатывают методы технического обслуживания конструкции летательного аппарата в течение всего срока эксплуатации. На основе сравнения внешних воздействий, создаваемых в стендовых условиях (см. рис.) и в реальной эксплуатации, а также исследований напряженности и температурного состояния испытываемой конструкции определяют и обеспечивают эквивалентность стендовых условий условиями реальной эксплуатации.

При дефектоскопическом контроле (см. Дефектоскопия) в испытываемой конструкции выявляют повреждения (трещины, износ, коррозию и т. д.), вызванные циклической наработкой, и воздействием среды, с целью определения условий достижения требуемого ресурса и календарного срока службы (до списания парка конструкций).

Разновидностью Р. и. являются усталостные испытания, в процессе которых производится нагружение конструкции совокупностью низкочастотных (до 1 Гц) и высокочастотных (до 50 Гц) нагрузок, эквивалентных нагрузкам типовой эксплуатации. Низкочастотные нагрузки воспроизводят повторно-статическим способом (см. Повторно-статические испытания), высокочастотные — путём возбуждения колебаний конструкции на собственных частотах.

С. И. Галкин.

Ресурсные испытания крыла самолета в ЦАГИ.

Речкалов Григорий Андреевич (р. 1920) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1957). дважды Герой Советского Союза (1943, 1944). В Советской Армии с 1938. Окончил Пермскую военную авиационную школу лётчиков (1939), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром звена, командиром эскадрильи, командиром истребительного авиаполка. Совершил 450 боевых вылетов, сбил лично 56 и в составе группы 5 самолётов противника. После войны на ответственных должностях в ВВС. Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в с. Зайково Свердловской области. Портрет см. на странице 480.

решетка профилей (плоская) — расположенная на плоскости периодическая система профилей крыла, получающаяся параллельным смещением профиля (рис. 1) относительно соседнего на определенное расстояние (шаг решётки — прямая Р. п.) или поворотом относительно общего центра на угол 2{{p }}/N, где N — число профилей в Р. п. (круговая Р. п.). Р. п. получаются при сечении рабочих колёс и направляющих аппаратов компрессоров, турбин, воздушных винтов и т. п. цилиндрическими поверхностями или плоскостями.

Впервые аэродинамический расчёт состоящей из плоских пластин Р. п., обтекаемой безвихревым потоком идеальной несжимаемой жидкости, был выполнен Н. Е. Жуковским (1890, 1912—1915) и С. А. Чаплыгиным (1914) методом конформных отображений и годографа методом. Их работы явились толчком для разработки современных методов расчёта и проектирования отдельных лопаток и лопаточных машин в целом. Расчёты показывают, что аэродинамические характеристики (например, подъёмная сила) профиля в решётке могут существенно отличаться от характеристик отдельного профиля (рис. 2) из-за взаимного влияния профилей в решётке (см. Интерференция аэродинамическая). Позднее были разработаны методы расчёта обтекания Р. п. потоком газа с дозвуковой скоростью с учётом влияния вязкости среды на потери полного давления (на основе теории пограничного слоя), теория решёток в сверхзвуковом потоке, теория пространственных и нестационарных течений через Р. п. Теория плоских Р. п. применяется также для расчёта обтекания профилей при наличии твёрдых или свободных границ около него. Теория плоских и пространств. Р. п. лежит в основе современных методов расчёта турбомашин (турбин и компрессоров).

Лит.: Келдыш В. В., Решетки профилей в сверхзвуковом потоке, в кн.: Сборник работ по теории воздушных винтов, М., 1958; Степанов Г. Ю., Гидродинамическая теория решеток, в кн.: Механика в СССР за 50 лет, т. 2, М., 1970; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики н аэродинамики, 3 изд., М., 1980.

Г. И. Майкапар.

Рис. 1. Прямая (а) и круговая (б) решётки профилей: l — шаг решётки; {{b }} — угол выноса; b — хорда профиля; 1 — профиль; 2 — профилированные лопатки.

Рис. 2. Зависимость коэффициента подъёмной силы cy профиля в решётке от отношения l/b при различных значениях угла выноса {{b }} (см. рис. I), cy{{¥ }} — коэффициент подъёмной силы изолированного профиля (l/b {{® ¥ }}).

решетчатые крылья — несущие, стабилизирующие или управляющие поверхности, представляющие собой совокупность “планов” обычно одинакового профиля (см. Профиль крыла) и расположения (см., например, Решётка профилей). Р. к. явились развитием идеи строительства полипланов, для которых, как отмечал Н. Е. Жуковский в 1911, “надеялись получить хорошую подъёмную силу, делая поддерживающие планы решётчатого типа”. Однако в самолётостроении полипланы развития не получили.

Р. к. применяются при решении задач, в которых проявляются их преимущества перед обычными несущими поверхностями. Наиболее часто используются рамные и сотовые Р. к. (рис. 1). Основным геометрическим параметром Р. к., во многом определяющим их характеристики, в том числе аэродинамические характеристики, является относительный шаг {{t}} = t/b, где b — хорда профиля (плана), t — расстояние между соседними планами (при равных {{t}} несущие свойства рамных и сотовых Р. к. незначительно отличаются друг от друга).

Среди аэродинамических преимуществ Р. к. следует отметить возможность получения значительных несущих (подъёмной, управляющей) сил при ограниченном объёме конструкции и обеспечения больших критических углов атаки и малых шарнирных моментов в широком диапазоне значений Маха числа полёта M{{¥ }}. Кроме того, соответствующим выбором геометрических параметров Р. к. (главным образом {{t}}) можно влиять на закон изменения коэффициент cy{{a }} (см. Аэродинамические коэффициенты) от M{{¥ }} (рис. 2), что позволяет обеспечить почти постоянную степень статической устойчивости летательного аппарата по M{{¥ }}, в том числе и в случае значительного изменения его центровок. (Однако на дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полёта, когда наблюдается заметное взаимодействие между планами из-за интерференции аэродинамической, значение аэродинамического качества Р. к. меньше, чем у “монопланного” крыла.) Рациональное пространственное распределение элементов Р. к. позволяет также существенно снизить массу конструкции. Одной из важных особенностей Р. к. является удобство их складывания, обычно вдоль корпуса (примером могут служить складывающиеся стабилизирующие поверхности системы аварийного спасения космических кораблей “Союз”, рис. 3), причём их раскрытие может осуществляться как принудительно, так и под воздействием только (что существенно) аэродинамических сил.

Лит.: Жуковский Н. Е., Теоретические основы воздухоплавания, т. 6, М.—Л., 1950; Решетчатые крылья, М., 1985.

С. М. Белоцерковский.

Рис. 1. Рамное (а) и сотовое (б) решётчатые крылья.

Рис. 2. Зависимость коэффициента cy{{a }} от числа Маха M{{¥ }} при различных значениях {{t}}.

Рис. 3. Сложенные вдоль корпуса решетчатые крылья системы аварийного спасения космического корабля “Союз”.

римская конвенция 1952 об ущербе, причинённом иностранными воздушными судами третьим лицам. На 1 января 1990 участниками конвенции являлись 35 государств (СССР — с 1982). Р. к. 1952 применяется, если вред причинён во время нахождения воздушного судна в полёте, и предусматривает ответственность за причинение вреда третьим лицам на поверхности эксплуатанта воздушного судна, который отвечает также за действия своих служащих и представителей. Возмещению подлежит ущерб, причинённый в результате смерти, телесного повреждения и уничтожения или порчи имущества. Правовая доктрина и судебная практика некоторых стран считают также, что подлежит возмещению вред, причинённый шумом, однако в таких случаях учитывается, были ли нарушены правила полётов.

Конвенция устанавливает принцип ответственности независимо от вины. Предусматриваются пределы ответственности за причинённый ущерб, которые зависят от максимальной взлётной массы воздушного судна (вместе с топливом). Претензии в соответствии с Р. к. 1952 могут предъявляться в течение двух лет с даты происшествия. Конвенция определяет, суды какого государства компетентны рассматривать иски о возмещении причинённого ущерба, и устанавливает условия, при которых решения судов одного договаривающегося государства подлежат исполнению на территории другого.

Конвенция устанавливает также правила обеспечения ответственности эксплуатанта, в том числе путём страхования воздушного или вклада в депозит в соответствующем государстве регистрации судна, предоставления банковской гарантии и др.

Лит.: Международное воздушное право, кн. 2, М., 1981.

Ю. Н. Малеев

“Рипаблик” (Republic Aviation Corp.) — авиационная фирма США. Основана в 1931 под названием “Северский эркрафт” (Seversky Aircraft Co), указанное название с 1939, в 1965 вошла в состав концерна “Фэрчайлд индастрис”. Специализировалась на выпуске военных самолётов. Среди наиболее известных истребитель Р-47 “Тандерболт” (первый полёт в 1941, построено 15686, см. рис. в таблице XX), После Второй мировой войны разработала один из первых в США реактивных истребителей F-84 “Тандерджет” (1946, построено 7524, см. рис. в табл. XXX) и его вариант F-84F “Тандерстрик” (1950) со стреловидным крылом. В1955 разработала сверхзвуковой истребитель-бомбардировщик F-105 “Тандерчиф” (см. рис.). Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

Таблица — Самолёты фирмы “Рипаблик”

Основные данные

Истребитель сопровождения P-47D

Истребитель F-84B

Истребители-бомбардировщики

F-84F

F-105D

Первый полёт, год

1943

1946

1950

1959

Число и тип двигателей

1 ПД

1 ТРД

1 ТРД

1 ТРДФ

Мощность двигателя, кВт

1890

-

-

-

Тяга двигателя, кН

-

17,8

32,1

118

Длина самолёта, м

11,03

11,43

13,2

20,43

Высота самолёта, м

4,3

-

4,38

6

Размах крыла, м

12,4

11,1

10,2

10,65

Площадь крыла, м2

27,9

24,2

29

35

Взлётная масса:

нормальная

6,77

-

8,8

16

максимальная

8,8

8,93

12,7

23,97

Масса пустого самолёта, т

4,5

4,33

5,5

13

Максимальная боевая нагрузка, т

1,31

-

2,7

5,45

Максимальная скорость полёта, км/ч

700

945

1060

2230

Радиус действия, км

950

-

1370

370

Потолок, м

7620

12420

14600

14950

Экипаж, чел.

1

1

1

1

Вооружение

8 пулемётов (12,7 мм), НАР

4 пулемёта (12,7 мм)

6 пулемётов (12,7 мм), НАР

1 пушка (20 мм), НАР и УР, бомбы (в т. ч. ядерные), напалмовые баки

Истребитель-бомбардировщик F-105D “Тандерчиф”.

РК (раздвижное крыло) — экспериментальный самолёт конструкции Г. И. Бакшаева. Построен в 1937 в Ленинградском институте Гражданского воздушного флота (другое название самолёта — ЛИГ-7). Особенность конструкции — возможность изменять в полёте площадь крыла: увеличивать её на взлёте и посадке и уменьшать в полёте для увеличения максимальной скорости. Это достигалось телескопическим надвиганием со стороны фюзеляжа на основное крыло 6 концентрических секций, которые имели увеличенную хорду и занимали свыше 50% размаха (рис. в табл. XII)). Взлётная масса 897 кг, двигатель М-11 мощностью 80,9 кВт, максимальная скорость 150 км/ч. Выдвижные секции позволяли увеличивать площадь крыла с 16,56 до 23,85 м2 и уменьшать посадочную скорость со 100 до 75 км/ч, а пробег с 210 до 110 м. Одна из ранних попыток реализации принципа изменяемой в полёте геометрии крыла. Из-за значит, увеличения массы конструкции и ряда других недостатков РК развитие получили другие идеи (см. Самолёт с крылом изменяемой в полёте стреловидности).

Ро (Roe) Аллиот Вердон (1877—1958) — один из английских пионеров авиации, конструктор и пилот. В 1909 совершил полёт на триплане собственной разработки (рис. в табл. IV); официально считается первым британцем, поднявшим в воздух самолёт английской конструкции и постройки. В 1910 организовал самолётостроительную фирму, известную как “Авро” (название фирмы включает инициалы и фамилию её основателя).

“Роджерсон — Хиллер” (Rogerson — Hiller Corp.) — филиал авиастроительной фирмы “Роджерсон эркрафт” (США), образованный на базе присоединённой к ней в 1984 вертолетостроительной фирмы “Хиллер”.

роза ветров в метеорологии — диаграмма, характеризующая режим ветра в данном месте по многолетним наблюдениям. В выбранном масштабе откладывают значения повторяемости направлений или значения средней и максимальной скоростей ветра. Концы векторов соединяют ломаной линией (см. рис.). Р. в. используется при проектировании аэродромов, строительстве взлетно-посадочных полос, эксплуатации временных посадочных площадок и т. п.

Роза ветров.

“розьер” — термин, часто употребляемый (в основном в публикациях, связанных с историей воздухоплавания) применительно к аэростату состоящему из верхнего баллона, наполненного подъёмным газом (водородом), и нижнего, наполненного тёплым воздухом. Аэростат этого типа изобретён Ж. Ф. Пилатром де Розье (отсюда название).

“рокуэлл” (Rockwell International Corporation) — военно-промышленная фирма США с крупным авиаракетно-космическим сектором. Образована в 1967 под названием “Норт Американ Рокуэлл” (North American Rockwell Corporation) в результате слияния фирм “Норт Американ” и “Рокуэлл стандард” (Rockwell Standard Corporation). Современное название с 1973. Выпускала лёгкий многоцелевой боевой самолёт OV-10 “Бронко” с двумя турбовинтовыми двигателями (первый полёт в 1965, см. рис.), административные, туристские и сельскохозяйственные самолёты серии “Коммандер” с поршневыми двигателями и турбовинтовыми двигателями, реактивные административные самолёты серии “Сейбрлайнер” (1958). В 1974 начала лётные испытания сверхзвукового стратегического бомбардировщика B-1A с крылом изменяемой стреловидности (построено четыре опытных самолёта), на основе которого создан (1984) усовершенствованный вариант B-1B (рис. в табл. XXXVIII) с четырьмя турбореактивными двухконтурными двигателями с форсажной камерой тягой по 133 кН, построенный серией в 100 экземпляров (до 1988). Основные данные самолёта B-1B: длина 44,81 м, высота 10,36 м, размах крыла 23,84 м (минимальный) и 41,67 м (максимальный), площадь крыла (максимальный) 181,2 м2, взлётная масса (максимальная) 216,36 т, масса пустого самолёта 87,09 т, боевая нагрузка во внутренних отсеках до 34 т, на внешних узлах до 26,8 т, нормальная нагрузка (обычное оружие) 29 т, способен нести до 20 крылатых ракет, или до 36 управляемых ракет, или ядерные бомбы, дальность полёта 10400 км (с боевой нагрузкой 10,9 т на большой высоте), максимальное Маха число полёта M{{¥ }} = 1,25. Фирма была основным разработчиком орбитальной ступени космического корабля “Спейс шаттл”, в середине 80-х гг. участвовала в работах по программе экспериментального воздушно-космического самолёта NASP.

М. А. Левин

Многоцелевой самолёт OV-10 “Бронко”.

“Роллс-Ройс” (Rolls-Royce Limited) — крупнейшая двигателестроительная фирма Великобритании. Основана как автомобилестроительная фирма в 1906, разработку и производство авиационных поршневых двигателей начала в 1915. Они использовались на ряде самолётов, известных рекордными полётами (например, поршневой двигатель “Игл” на бомбардировщике Виккерс “Вими”, совершившем в 1919 первый беспосадочный трансатлантический перелёт). Большими сериями выпускались поршневые двигатели жидкостного охлаждения в годы Второй мировой войны (в Великобритании и США было построено свыше 150 тысяч поршневых двигателей “Мерлин” для истребителей). С 1941 “Р.-Р.” ведёт разработку и производство реактивных двигателей; её турбореактивный двигатель “Дервент” использовался на истребителе Глостер “Метеор”, на котором неоднократно устанавливались мировые рекорды скорости. Совместно с фирмой “СНЕКМА” разработала и выпускала турбореактивный двигатель с форсажной камерой “Олимп” для сверхзвукового пассажирского самолёта “Конкорд”. Кроме газотурбинных двигателей для истребителей, бомбардировщиков, ударных самолетов вертикального взлета и посадки, пассажирских самолётов (в том числе широкофюзеляжных) и вертолётов, фирма производит промышленные и морские газотурбинные двигатели. Основные программы 80-х гг.: производство турбореактивных двухконтурных двигателей RB.211 (см. рис.), “Тей”, “Спей”, “Пегас”, турбореактивных двигателей Вайпер”, турбовинтовых двигателей “Тайн” и “Дарт”, газотурбинных двигателей “Джем” и “Гном”, турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой RB.199 (в консорциуме “Турбо-Юнион”), турбореактивных двигателей “Адур” (с фирмой “Турбомека”); разработка (в составе международных консорциумов) турбореактивных двухконтурных двигателей V2500 для транспортных самолётов и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой EJ200 для западноевропейского истребителя 90-х гг.; проектирование турбовинововентиляторных двигателей и турбореактивных двухконтурных двигателей с большой степенью двухконтурности. Основные данные некоторых двигателей фирмы приведены в таблице на стр. 485.

Турбореактивный двухконтурный двигатель RB.211.

Таблица — Двигатели фирмы “Роллс-Ройс”

Основные данные

Для военных летательных аппаратов

Для гражданских летательных аппаратов

RB.199 Мк.101 (ТРДДФ)

“Адур” Мк. 811 (ТРДДФ)

“Пегас” Мк. 103 и 104 (ТРДД)

“Джем” 41 (турбо-вальный ГТД)

RB.211-524D4

(ТРДД)

RB.211-

535Е4 (ТРДД)

“Спей” 25 Мк. 512-14DW (ТРДД)

Тяга, кН

71,1

37,4

95,6

-

231

178

55,9

Мощность, кВт

-

-

-

746

-

-

-

Удельный расход топлива:

             

на взлётном режиме,

             

кг/(Н× ч)

0,22

0,0795

0,078*

-

-

-

0,061

Г/(кВт× ч)

-

-

-

297

-

-

-

на крейсерском режиме,

             

кг/(Н× ч)

-

-

-

-

0,063**

0,0579***

-

Расход воздуха, кг/с

> 70

110,8

196

297

703

522

94

Степень повышения давления

23,4

11

14

13

29

28,5

20,7

Степень двухконтурности

> 1

0,8

1,4

-

4,4

4,1

0,7

Температура газа перед турбиной

> 1550

1500

-

1400

-

3295

-

Масса, кг

1000

780

1590

156

4480

1530

1175

Диаметр, м

0,87 (с соплом)

0,762 (габаритный)

1,22

0,595 (на входе)

~2,2 (на входе)

1,89

0,942

Применение (летательные аппараты)

Многоцелевой боевой самолёт Панавиа “Торнадо”

Экспортный вариант истребителя-бомбардировщика СЕПЕКАТ “Ягуар”

СВВП Хокер Сидли “Харриер”, AV-8A

Вертолёт Уэстленд WG13 “Линкс”

Пассажирские самолёты Боинг 747-200В и 747SR

Пассажирский самолёт Боинг 757

Пассажирский самолёт БАК-111-500

* С впрыском воды. ** Высота полёта H = 10700 м; Маха число полёта M{{¥ }} = 0,8. *** H = 10700 м, M{{¥ }} = 0,8.

Романюк Василий Григорьевич (р. 1910) — советский парашютист, полковник, заслуженный мастер парашютного спорта СССР (1949), заслуженный тренер СССР (1962), Герой Советского Союза (1957). В Советской Армии с 1928. Окончил пехотное училище в Орджоникидзе (1931), Военную авиационную школу лётчиков в Оренбурге (1933), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина). В 1934—1964 испытатель парашютов и катапультных установок в НИИ ВВС. Испытал свыше 100 образцов парашютов, приборов-автоматов, скафандров и других средств спасения для ВВС и Воздушно-десантных войск. Прыгал с летательных аппаратов 31 типа (самолёты, планеры, аэростаты). Совершил 3475 прыжков с парашютом, в том числе 18 рекордных. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Отечественной войны 1-й и 2-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Соч.: Заметки парашютиста-испытателя, 4 изд., М., 1973.

ростовское вертолетное производственное объединение — берёт начало от Рязанского завода № 168, образованного в 1933. Осенью 1941 этот завод был эвакуирован в г. Волжск Марийской АССР, а в 1944 реэвакуирован в Ростов-на-Дону. Первоначально завод изготовлял воздушные винты для самолётов, а затем освоил производство крыльев истребителей МиГ-3, выпускал десантные планеры КЦ-20 конструкции Д. Н. Колесникова и П. В. Цыбина. В эвакуации завод производил самолёт УГ-2М1 Выпуск самолётов затем был продолжен в Ростове-на-Дону (УТ-2М, По-2, Як-14, Ял-10). С 1952 завод перешёл на производство вертолётов марки Ми: Ми-1, Ми-6, Ми-10, Ми-26. В 1977 на основе Ростовского вертолётного завода образовано производственное объединение. Объединение награждено орденом Трудового Красного Знамени (1982).

ротор турбины [от латинского roto — вращаю(сь)] — вращающаяся часть турбины, состоящая в основном из дисков, лопаток и вала. Служит для преобразования кинетической и потенциальной энергии газового потока в механическую работу на валу турбины. Лопатки изменяют направление и скорость газового потока, создавая усилие в окружном направлении. Диск удерживает лопатки и передаёт от них это усилие валу. Лопатки, как правило, закрепляются на диске с помощью замковых соединений. На периферийных концах лопаток могут быть бандажные полки, которые образуют замкнутое кольцо. Бандажные полки применяются для повышения КПД турбины и устранения изгибных колебаний лопаток. В первом случае полки называются аэродинамическими, а во втором — антивибрационными (см. рис. к статье Рабочее колесо турбины).

Для современных авиационных двигателей характерна турбина, содержащая несколько роторов (см. рис.), которые вращаются с разными частотами в одну или противоположные стороны. В такой схеме между роторами осуществляется только газовая связь. Каждая обособленная роторная система может содержать одну или несколько ступеней, работающих на одну общую нагрузку, например компрессор. Турбины турбореактивных двухконтурных двигателей и турбовальных двигателей, получивших наибольшее распространение, включают турбины компрессора (компрессоров), вентилятора (в турбореактивном двухконтурном двигателе) и свободную (силовую) турбину (в турбовальном газотурбинном двигателе).

Р. т. — один из ответственных и напряжённых узлов двигателя, работающий при больших окружных скоростях и высоких температурах газового потока. В этой связи для достижения необходимой работоспособности наряду с использованием жаропрочных материалов для рабочих лопаток и диска турбины требуется применять их охлаждение (см. Охлаждение двигателя). На долю ротора приходится 0,3—0,45 массы всей турбины.

Лит.: Абианц В. X., Теория авиационных газовых турбин. 3 изд., М., 1979; Локай В. И., Максутова М. К., Стрункин В. А., Газовые турбины двигателей летательных аппаратов, 3 изд., М., 1979.

М. И. Цаплин

Турбореактивный двухконтурный двигатель: 1—3 — роторы трёхзальной турбины; 4 — камера сгорания; 5 — компрессор высокого давления; 6 — компрессор среднего давления; 7 — вентилятор.

РП-318-1 — ракетопланёр конструкции С. П. Королёва, первый советский реактивный пилотируемый летательный аппарат (рис. в табл. XIII). Создан на базе двухместного планёра СК-9 посредством установки топливных баков за кабиной лётчика и жидкостного реактивного двигателя РДА-1-150 Л. С. Душкина в хвостовой части фюзеляжа. Размах крыла 17 м, площадь крыла 22 м2, длина 7,88 м. Масса конструкции 345 кг, масса двигательной установки 136,8 кг, взлётная масса 656,8 кг. Максимальная тяга жидкостного реактивного двигателя 1370 Н, топливо — керосин и азотная кислота. В полёте 28 февраля 1940 лётчик В. П. Фёдоров на РП-318-1 после отцепки от самолёта-буксировщика на высоте 2800 м произвёл планирование до высоты 2600 м со скоростью 80 км/ч, затем включил жидкостный реактивный двигатель и после разгона в течение 5—6 с в горизонтальном полёте до скорости около 140 км/ч перешёл в набор высоты со скоростью 120 км/ч, который продолжался 110 с (до конца работы двигателя) и был завершён на высоте 2900 м. Последующие планирование и посадка производились с неработающим жидкостным реактивным двигателем. Ещё 2 полёта состоялись 10 и 19 марта 1940. Испытаниями руководил А. Я. Щербаков. См. также Ракетный самолёт, Ракетоплан.

Руа (Roy) Морис (р. 1899) — французский учёный в области механики, академик Французской АН (1949; член-корреспондент 1935), почётный член Национальной АН США (1964). Окончил Политехническую школу в Париже. Генеральный директор Национального управления по авиационным и космическим исследованиям Франции (1949—1962). Президент Комитета по космическим исследованиям — КОСПАР (1962—1972). Основные труды по гидро- и аэротермодинамике, динамике и устойчивости полёта летательных аппаратов, фундаментальные теоретические исследования в области реактивных двигателей. Золотая медаль имени М. В. Ломоносова АН СССР (1976).

Соч.: О полезном действии и условиях применения ракетных аппаратов, пер. с франц., М.—Л., 1936.

М. Руа.

Руденко Сергей Игнатьевич (1904—1990) — советский военачальник, маршал авиации (1955), профессор (1972), Герой Советского Союза (1944). В Советской Армии с 1923. Окончил Первую военную авиационную школу лётчиков (1927), Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1932; ныне ВВИА), оперативный факультет той же академии (1936). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром авиадивизии, командующим ВВС армии, командующим ВВС фронта, командующим воздушной армией. После войны на ответственных должностях: командующий Воздушно-десантными войсками (1948—1950), первый заместитель главнокомандующего ВВС (1958—1968), начальник Военно-воздушной академии имени Ю. А. Гагарина (19681973). С 1973 в Группе генеральных инспекторов МО СССР. Депутат ВС СССР в 1946—1950, 1962—1966. Награждён 6 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, 2 орденами Суворова 1-й степени, орденами Кутузова 1-й степени, Суворова 2-й степени, Отечественной войны 1-й степени, “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами.

Лит.: Игошев И., Полководец крылатых, в кн.: Героя огненных лет, кн. 5, М., 1982.

С. И. Руденко.

руководство по лётной эксплуатации — см. в статье Документация эксплуатационная.

руководство по технической эксплуатации — см. в статье Документация эксплуатационная.

рулевая машинка — см. в статье Сервопривод.

рулевой винт — воздушный винт изменяемого шага, применяемый на вертолётах одновинтовой схемы для уравновешивания реактивного момента несущего винта и для обеспечения управляемости в путевом направлении (см. рис.). Р. в. устанавливается на хвостовой балке (ферме) и приводится во вращение хвостовой трансмиссией вертолёта обычно через промежуточный и хвостовой редукторы. Управление шагом Р. в. осуществляется педалями из кабины пилота. Вместо открытого Р. в. иногда применяют туннельный винт — фенестрон. Основные узлы Р. в.: лопасти, втулка, механизм изменения шага. В зависимости от размеров вертолёта может иметь от 2 до 6 лопастей. Р. в. имеют, как правило, большие нагрузки на ометаемую поверхность и относительно большие значения коэффициента заполнения (отношение площади лопастей к сметаемой винтом площади).

Различают Р. в.: двухлопастные на общем горизонт, шарнире (коромысле) с осью качания, не перпендикулярной оси лопастей; многолопастные с индивидуальным креплением лопастей на втулке посредством горизонтального и осевого шарниров; многолопастные со втулкой на кардановом подвесе (шарнире); винты с вертикальными шарнирами (наименее употребляемые из-за проблем обеспечения безопасности от “земного резонанса” и конструктивного усложнения втулки).

Р. в. ограничивают угловую скорость разворотов вертолёта в режиме висения и поступательную скорость полёта вбок.

Ю. А. Мягков

Рулевой винт вертолёта (выделен чёрным цветом).

рулевой привод — гидравлическое, пневматическое, электрическое энергосиловое устройство, приводящее в движение органы управления летательного аппарата, в соответствии с маломощными управляющими сигналами от рычагов управления пилота или бортовых автоматических систем управления. В структурном отношении Р. п. представляет собой следящую систему с положительной обратной связью.

Р. п. выполняют следующие функции: преобразование сигналов (с усилением по мощности) системы рычагов управления в соответствующее отклонение рулевой поверхности, увеличение демпфирования выходной части системы управления рулями, обеспечение безопасности от форм флаттера, возникновение которых в основном зависит от рулевых поверхностей, обеспечение необходимого уровня надёжности управления.

Наибольшее применение в авиации получили гидравлические Р. п., обладающие большей удельной мощностью (при мощностях свыше 0,3 кВт) и лучшей возможностью стыковки с взаимодействующими механическими и электрическими системами, плавностью и широким диапазоном регулирования скорости выходного звена. Они могут включать источник гидравлического питания (автономные Р. п.) или получать энергию от централизованной одной или нескольких бортовых систем гидравлического питания летательного аппарата (см. Гидравлическое оборудование). В зависимости от способа управления скоростью движения выходного звена гидравлического Р. п. могут быть с объёмным регулированием — скорость выходного звена регулируется изменением рабочего объёма насоса или (и) двигателя, и с дроссельным регулированием — скорость выходного звена регулируется изменением проводимостей дросселей во входных и (или) выходных трубопроводах гидродвигателя, при этом в случае применения нерегулируемого насоса часть подаваемой рабочей жидкости отводится через дроссель или клапан на слив, минуя гидродвигатель (см. рис.). В качестве исполнит, гидродвигателей в Р. п. используются гидравлические цилиндры, поворотные гидродвигатели. В последнем случае в состав выходной части системы управления должны дополнительно включаться винтовые преобразователи вращательного движения в поступательное.

Для обеспечения высокой отказобезопасности системы управления полётом Р. п., как правило, выполняются многоканальными, питающимися от нескольких гидросистем, то есть применяется резервирование. При этом резервирование может быть как общим, так и разделённым.

С целью улучшения рабочих характеристик и габаритно-весовых показателей автоматических и электродистанционных систем управления, а также обеспечения управления от электрических сигналов электродистанционных или автоматических систем совмещённого управления с управлением через механическую проводку получили применение комбинированные Р. п. Такие Р. п. включают гидромеханический исполнительный механизм, электрогидравлический сервопривод, устройства, обеспечивающие совмещение (взаимоисключение) указанных режимов управления, устройства механических и электрических обратных связей и другие необходимые элементы.

Появление промышленных электродвигателей с постоянными магнитами, обладающих высокой удельной мощностью и малыми моментами инерции, открывает путь к практическому созданию чисто электрических Р. п. (с бесколлекторными электродвигателями и электронной коммутацией силовых цепей), по своим характеристикам приближающихся к электрогидравлическим приводам. Таким образом, наметилась возможность создания летательных аппаратов с единой (электрической) энергетической системой, что в целом обеспечивает повышение надёжности системы управления, снижение её массы и сокращение эксплуатационных расходов.

С. А. Ермаков, М. П. Селиванов.

Принципиальная схема рулевого привода с дроссельным регулированием: 1 — золотник; 2 — рычаг золотника; 3 — входная качалка; 4 — ограничитель хода золотника; 5 — перепускные клапаны; 6 — поршень гидроцилиндра; 7 — перепускной клапан с межполостной утечкой; 8 —фильтр.

рулежная дорожка — часть аэродрома, предназначенная для руления и буксировки летательного аппарата. Р. д. подразделяются на магистральные, соединительные и вспомогательные. Магистральная Р. д. соединяет концы взлётно-посадочной полосы между собой, располагается вдоль неё и обеспечивает руление летательного аппарата от одного конца взлетно-посадочной полосы к другому по кратчайшему расстоянию. Соединительные Р. д. связывают магистральную Р. д. с взлетно-посадочной полосой в местах предполагаемого окончания пробега летательного аппарата после посадки. Для увеличения пропускной способности взлетно-посадочной полосы и сокращения пути руления летательного аппарата устраиваются соединит. Р. д. скоростного схода, сопрягающиеся с взлетно-посадочной полосой под углом 30—45{{°}}. Вспомогательные Р. д. связывают места стоянки летательного аппарата и отдельные площадки специального назначения с магистральными Р. д.

руление — самостоятельное передвижение летательного аппарата по аэродрому с малой скоростью, обеспечиваемое тягой собственных двигателей, для изменения места расположения летательного аппарата на аэродроме. Р. выполняет командир летательного аппарата (или по его указанию второй пилот) по линиям маркировочных знаков, предназначенных для Р., под руководством диспетчера службы движения. Скорость Р. выбирается командиром летательного аппарата в зависимости от состояния аэродрома, наличия препятствий и условий видимости.

рули управления — подвижные аэродинамические поверхности, предназначенные для балансировки и обеспечения управляемости и устойчивости летательного аппарата. К Р. у. относят элероны, руль высоты и руль направления. Элероны размещаются в хвостовой части крыла и используются для управления летательного аппарата относительно его продольной оси. Руль высоты устанавливается в хвостовой части горизонтального оперения, представляет собой подвижную часть оперения, предназначенного для управления летательным аппаратом относительно поперечной оси. Руль направления располагается в хвостовой части вертикального оперения; представляет собой подвижную часть оперения, с его помощью осуществляется управление летательным аппаратом относительно вертикальной оси.

По силовой схеме Р. у. — многоопорные балки, подвешенные на узлах крепления и нагруженные аэродинамическими силами. Состоят обычно из тонкостенного лонжерона круглого, швеллерного или двутаврового сечения, набора нервюр, обшивки и законцовочного профиля. На лонжероне устанавливается рычаг, к которому шарнирно крепится проводка управления. Р. у. имеют аэродинамическую компенсацию и грузы для весовой компенсации. На летательном аппарате с необратимым бустерным управлением Р. у. могут не иметь весовой и аэродинамической компенсации. Для снижения аэродинамических шарнирных моментов на задней кромке Р. у. могут устанавливаться управляемые аэродинамические поверхности — сервокомпенсаторы (см. Сервокомпенсация), флеттнеры и триммеры, Р. у. подвешиваются к силовым элементам крыла и оперения при помощи нескольких узлов крепления. В обшивке Р. у. должны быть люки для подхода к узлам управления и крепления. На задней кромке устанавливаются разрядники статического электричества. Для повышения надёжности Р. у. могут состоять из нескольких секций (в этом случае каждая секция имеет свою проводку управления).

Иногда к Р. у. относятся некоторые органы управления, выполняющие совмещённые функции (например, флапероны, которые работают в качестве элеронов и закрылков; элевоны, которые работают как элероны и рули высоты). При V-образном оперении Р. у. действуют одновременно в качестве рулей высоты и направления. До 50-х гг. в основном применялись Р. у. с полотняной обшивкой. Рост скоростей полёта и увеличение аэродинамических нагрузок привели к появлению цельнометаллических Р. у. и Р. у. с обшивкой из композиционных материалов. Р. у. с полотняной обшивкой применяются только для лёгких и спортивных самолётов и планеров.

Г. И. Румянцев

“Руслан” — название транспортного самолёта Ан-124.

“Русский витязь” — первый в мире четырехдвигательный самолёт. Построен в 1913 под руководством И. И. Сикорского авиационным отделом Русско-Балтийского вагонного завода в Петербурге. Создавался как “большой аэроплан для стратегической разведки”.

Первоначальное название “Гранд-Балтийский” (иногда просто “Гранд” или “Большой Балтийский”). “Гранд-Балтийский” — четырёхстоечный биплан деревянной конструкции с четырёхгранным фюзеляжем (длина самолёта 20 м). Обшивка фюзеляжа была выполнена из специальной фанеры (арборита), обшивка крыльев (размах верхнего крыла 27 м, нижнего — 20 м; плоскость верхнего крыла 70 м2, нижнего — 50 м2) из полотна, покрытого так называемым эмалитом (аэролаком). Силовая установка состояла из четырёх двигателей, установленных попарно по схеме “тандем” с тянущим и толкающим воздушными винтами у каждой пары. Проведённые испытания показали целесообразность установки двигателей (четыре поршневых двигателя “Аргус” мощностью по 73,5 кВт) в ряд с тянущими винтами. В этой компоновке, впоследствии ставшей классической, самолёт и получил назв. “Р. в.” (см. рис. в таблице V). Носовая часть фюзеляжа образовывала открытый балкон, на который во время полёта могли выходить пассажиры. За балконом располагалась большая, выступавшая над фюзеляжем, закрытая остеклённая кабина длиной 5,75 м и высотой 1,85 м. В передней части кабины располагались два рабочих места пилотов (экипаж два человека): штурвалы и педали (проводка управления — тросовая), за остеклённой перегородкой с дверью — пассажирская кабина. Шасси “Р. в.” — две четырёхколёсные тележки (по две пары колёс в каждой). “Р. в.” отличался высокими для своего времени лётными характеристиками. При взлётной массе 4200 кг имел макс, скорость 90 км/ч, потолок 600 м, дальность полёта 170 км. В августе 1913 Сикорский совершил на нём полёт с семью пассажирами продолжительностью 1 ч 54 мин, что было мировым рекордом. В сентябре того же года “Р. в.” был повреждён двигателем, упавшим с пролетавшего над ним самолёта; после чего не восстанавливался. За время существования “Р. в.” на нём было совершено несколько десятков полётов без каких-либо происшествий. За создание “Р. в.” Сикорскому было присвоено звание инженера. “Р. в.” сыграл значительную роль в истории авиации — прототип всех дальнейших тяжёлых самолётов. Его прямым продолжением явился самолёт “Илья Муромец”.

русско-балтийский вагонный завод (РБВЗ), Русско-Балтийский завод, — акционерное машиностроительное предприятие России. Первоначально завод располагался в Риге, а в ходе Первой мировой войны, осенью 1915, был эвакуирован в Тверь, Москву, Петроград. Специализировался на выпуске железнодорожных вагонов, сельскохозяйственных машин и автомобилей. В 1911 для освоения производства самолётов организована авиационная мастерская, которая в том же году была переведена в Петербург, а с 1912 стала Авиационным отделом РБВЗ (это новое предприятие было известно также под назв. Русско-Балтийский воздухоплавательный завод). В апреле 1912 главным конструктором самолётов на заводе был назначен И. И. Сикорский. В 1912—1913 был построен ряд одномоторных самолётов, в числе которых бипланы С-6Б и С-10 (победители конкурсов военных самолётов в 1912 и 1913), моноплан С-12, выпущенный небольшой серией, гидросамолёты-бипланы С-5а и С-10 “Гидро”, принятые в небольшом кол-ве экземпляров Морским ведомством. С 1913 создаются многомоторные самолёты. Был построен биплан “Гранд” (известный также как “Большой Балтийский” и “Гранд-Балтийский”), оснащённый двумя спаренными установками двигателей по схеме “тандем”. На первом этапе испытаний задействовались только 2 передних двигателя, а 2 других были как бы резервными, далее силовая установка стала использоваться полностью, а в конечном итоге двигатели установили на крыле в ряд (в этой, ставшей классической, компоновке самолёт получил название “Русский витязь”, см. рис. в таблице V). К концу 1913 по такой же схеме был построен новый самолёт — “Илья Муромец” (“ИМ”, см. рис. в таблице VI). В начале Первой мировой войны, в декабре 1914, была создана эскадра “ИМ” с техническим обслуживанием её силами завода. Формирование этого соединения тяжёлых самолётов, оснащённых бомбардировочным и стрелковым оборонительным вооружением, положило начало бомбардировочной авиации. В условиях военного времени завод (первоначально в Риге) освоил производство двигателей РБЗ-6 жидкостного охлаждения мощностью 110 кВт, которые устанавливались на некоторых сериях “ИМ”. Для сопровождения бомбардировщиков в 1915 был создан двухместный самолёт РБВЗ С-16 (рис. в табл. VI) — один из первых в классе самолётов-истребителей. Он был вооружён неподвижным пулемётом с синхронизатором стрельбы; иногда дополнительно устанавливался подвижный пулемёт для стрельбы назад. Максимальная скорость 120 км/ч, потолок 3500 м. С 1911 завод по заказам Военного ведомства строил самолёты французских марок (“Ньюпоры”, “Блерио”, “Фарманы”), в то время как неплохо зарекомендовавшие себя разведчики и истребители РБВЗ были выпущены в крайне ограниченных количествах. В 1912—1917 заводом было выпущено 240 самолётов различных типов. После национализации РБВЗ вошёл в состав завода “Красный лётчик”.

Рутан (Rutan) Берт (р. 1944) — американский авиаконструктор. Начал заниматься разработкой самолётов как любитель в конце 60-х гг. Автор 18 проектов самолётов оригинальных схем, изготовленных полностью или почти полностью из композиционных материалов. В 1982 основал фирму “Скейлд композите” (Scaled Composites), которая в 1987 стала отделением фирмы “Бич”. Р. по контракту с НАСА построил экспериментальный самолёт AD-1 с асимметричным крылом, а по контракту с фирмой “Фэрчайлд-Рипаблик” — учебно-тренировочный самолёт Т-46. Является автором проекта рекордного самолёта “Вояджер”.

Б. Рутан.

ручка управления — один из рычагов управления для отклонения рулей высоты (см. Рули управления) и элеронов с целью создания и изменения сил и моментов, управляющих продольным и поперечным движением самолёта. Устанавливается на спортивных, учебных и лёгких гражданских и военных летательных аппаратах, которые должны обладать повышенной чувствительностью управления. На тяжёлых летательных аппаратах используется колонка штурвальная. По принятым в мировой практике правилам при движении Р. у. на себя нос самолёта должен подниматься, при движении ручки вправо самолёт кренится вправо.

Основной элемент Р. у. — тонкостенная труба, к нижней части которой крепятся тяги проводки управления. На верхней части трубы устанавливается рукоятка, на которой могут находиться рычаг управления тормозами колёс и электрические переключатели для управления различными системами (например, управление стабилизатором, триммером, автопилотом, радиостанцией).

Впервые две Р. у. были установлены на самолёте братьев У. и О. Райт. Левая Р. у. отклоняла руль высоты. Правая Р. у. при движении влево-вправо управляла искривлением крыльев, а при движении вперёд-назад — рулём направления (педали управления отсутствовали). На самолёте “Моран-Сольнье G” была установлена Р. у., которая заканчивалась небольшой “баранкой”. Впервые Р. у. и педали, на которых осуществлялся принцип: ручка на себя — нос вверх, ручка влево — крен влево, нога влево — поворот влево, сохранившийся до наших дней, были установлены на самолёте R.E.P. французского конструктора Р. Эно-Пельтри в 1910. На самолете “Демуазель”, построенном А. Сантос-Дюмоном, Р. у. была подвешена в верхней части кабины. Такая схема подвески Р. у. встречалась и позже (преимущественно на самолётах с верхним расположением крыла), но большого распространения не получила из-за ухудшения обзора.

На некоторых летательных аппаратах, как правило, оборудованных электродистанционной системой управления (например, пассажирский самолёт Эрбэс индастрн А-320), Управление продольным и поперечным движением осуществляется боковыми Р. у., расположенными на левом и правом бортах. Командир летательного аппарата ведёт управление левой рукой. Второй пилот — правой. См. также Штурвальное управление.

Г. И. Румянцев.

Ручка управления: 1 — рукоятка; 2 — рычаг управления тормозами колёс; 3 — труба; 4 — шкворень; 5 — вал; 6 — рычаг подключения проводки управления элеронами; 7 — опоры; 8 — рычаг подключения проводки управления рулём высоты.

ручное управление — способ управления полетом летательного аппарата, при котором изменение режима полета путём отклонения органов управления осуществляется лётчиком с помощью рычагов управления. По степени автоматизации Р. у. подразделяют на прямое Р. у., Р. у. с улучшением устойчивости, Р. у. с улучшением устойчивости и управляемости.

При прямом Р. у. органы управления отклоняются непосредственно с помощью рычагов управления по сигналу с них. Характеристики устойчивости и управляемости летательного аппарата обеспечиваются только средствами аэродинамической компоновки.

При Р. у. с улучшением устойчивости органы управления отклоняются по комбинации сигналов с рычагов управления и с демпферов.

При Р. у. с улучшением устойчивости и управляемости рулевые поверхности отклоняются с помощью приводов по сигналам с рычагов управления и СУУ (системы улучшения устойчивости и управляемости).

В зависимости от способа получения лётчиком информации о параметрах полёта различают визуальное Р. у. и Р. у. по приборам, в том числе Р. у. по отклонениям от заданной траектории и директорное управление (полуавтоматическое Р. у.). При визуальном Р. у. лётчик получает информацию о параметрах движения летательного аппарата (высоте, скорости, угловой ориентации и т. п.) из наблюдения внекабинного пространства. При Р. у. по приборам информация о положении летательного аппарата и параметрах его движения индицируется лётчику с помощью систем отображения информации. При Р. у. по отклонениям от заданной траектории информация об отклонениях от заданных значений высоты, приборной скорости и т. п. выводится, как правило, на специальные стрелки командного или навигационного приборов (индикаторов). На практике лётчик редко пользуется изолированно каким-либо одним видом Р. у., а, как правило, комбинирует их, например визуальное Р. у. с пилотированием по приборам и т. д.

В перечисленных вариантах Р. у. роль лётчика и степень его загрузки задачей управления существенно разные. В случае визуального прямого Р. у. лётчик должен решать все задачи: получение и первичная обработка информации, расчёт траектории полёта, обеспечение устойчивости и управляемости. Управление такого типа использовалось до начала развития реактивной авиации. В настоящее время такой режим управления может быть использован в качестве резервного при отказе основной системы управления летательного аппарата (например, СУУ).

Развитие метода Р. у. состоит в предоставлении лётчику на специальных индикаторах — дисплеях — комплексной информации об угловом и пространственном положении летательного аппарата, включая и более сложную информацию о его будущем положении при определенном предположении о типе управления, так называемую информацию о прогнозируемом конечном состоянии летательного аппарата, вычисляемую о помощью бортовой ЭВМ.

В. И. Кабзев

Рыбинский авиационный технологический институт (РАТИ) — высшее учебное заведение в области технологии производства авиационных двигателей. Основан в 1955 как Рыбинский вечерний авиационный технологический институт, в 1973 преобразован в Рыбинский авиационный технологический институт. В составе института (1990): факультеты — авиамеханический, авиаметаллургический, радиотехнический: факультет повышения квалификации инженерно-технических работников: вечернее и подготовительные отделения и курсы; 22 кафедры, научно-исследовательский сектор, студенческое КБ. Институт ведёт подготовку инженерных кадров по специальностям: авиационные двигатели и энергетические установки; технология машиностроения; металлорежущие станки и инструменты; литейное производство чёрных и цветных металлов; машины и технология обработки металлов давлением; программное обеспечение вычислит, техники и автоматизированных систем; промышленная электроника; конструирование и технология электронных вычислит, средств, конструирование и технология радиоэлектронных средств. В 1989/90 учебном году в институте обучилось более 2,5 тысяч студентов, работало 225 преподавателей, в том числе 9 профессоров и докторов наук, 150 доцентов и кандидатов наук. Издаются (с 1974) “Труды”.

Рыбинское конструкторское бюро моторостроения (РКБМ) — берёт начало от КБ-2 МАИ, образовано в 1939. Для постройки разработанного поршневого двигателя М-250 это КБ в 1940 было переведено в Воронеж на завод №16, а с октября 1941 находилось (как ОКБ-250) в эвакуации в Уфе. С октября 1943 базируется в г. Рыбинске Ярославской области (ОКБ-36, с 1966 — РКБМ). О поршневых и газотурбинных авиационных двигателях, созданных на предприятии под руководством В. А. Добрынина и его преемника П. А. Колесова, см. в статье ВД.

Рыбинское моторостроительное производственное объединение. В 1916 в г. Рыбинске (ныне Ярославской области) начал строиться автозавод “Руский Рено”. В 1918 он был национализирован, занимался ремонтом автомобилей, а в 1924 передан Авиатресту как Государственный авиационный завод № 6 (позднее завод № 26). С 1928 завод строил авиационный поршневой двигатель М-17, М-34 (опытную партию), а в 1934—1941 — поршневой двигатель М-100, М-103, М-105 конструкции В. Я. Климова, КБ которого работало при заводе. В ноябре 1941 завод был эвакуирован и продолжил свою деятельность в Уфе (ныне это Уфимское моторостроительное производственное объединение). Завод, воссозданный в феврале 1942 в Рыбинске (№ 36), продолжал выпускать поршневые двигатели (АШ-62ИР, АШ-73ТК в 1944—1957), а затем освоил производство газотурбинных двигателей. В 50—80-х гг. строились турбореактивные двигатели ВД-7Б, ВД-7М, РД-7М2, АЛ-7Ф-1, ТРДД Д-30КУ, Д-30КП, Д-30КУ-154. В 1976 на основе завода образовано ПО. Предприятие (объединение) награждено орденами Ленина (1966), Октябрьской Революции (1981).

Рыбко Николай Степанович (1911—1977) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), Герой Советского Союза (1957). Окончил Московский авиационный техникум (1933), Качинскую военную авиационную школу пилотов (1935). Работал в ЦАГИ, ЛИИ, ОКБ А. Н. Туполева. Летал на самолётах 96 типов, в том числе на Ту-4, Ту-16, “Стрела” (первом советском самолёте с треугольным крылом малого удлинения). Награждён 4 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Отечеств, войны Первой степени, Трудового Красного Знамени, медалями.

Н. С. Рыбко.

Рыжов Юрий Алексеевич (р. 1930) — советский учёный в области механики жидкости и газа, акад. АН СССР (1987; член-корреспондент 1981). По окончании Московского физико-технологического института (1954) работал в ЦАГИ и НИИ тепловых процессов. С 1960 в МАИ: заведующий кафедрой аэродинамики (с 1972), проректор по учебной и научной работе (1972—1986), ректор (1986—1992). Основные труды по аэродинамике летательных аппаратов, взаимодействию разреженных потоков высоких энергий с поверхностью материалов, нестационарным процессам в соплах и струях. Премия имени Н. Е. Жуковского (1982). Государственная премия СССР (1983). Народный депутат СССР с 1989. Награждён орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени. “Знак Почёта”.

Соч.: Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике, М., 1975; Прикладная динамика разреженного газа, М., 1977 (совместно с др.).

Ю. А. Рыжов.

Рыкачев Михаил Александрович (1840/41—1919) — русский учёный в области воздухоплавания, метеорологии, земного магнетизма и физической географии, член Петербургской АН (1896). Окончил Морскую академию (1865). С 1867 работал в Главной физической обсерватории (в 1896—1913 директор). В 1868 и 1873 совершил полёты на аэростатах для исследования свободной атмосферы; по его инициативе при Главной физической обсерватории в России была создана служба погоды, значительно расширена сеть метеорологических станций. Первый председатель основанного в 1881 при его участии VII (воздухоплавательного) отдела Русского технического общества. В 1871 нашёл экспериментальный способ определения подъёмной силы “винта, вращаемого в воздухе”. Участник организованного Н. Е. Жуковским “1-го Русского воздухоплавательного собрания” — подсекции воздухоплавания на десятом съезде русских естествоиспытателей и врачей (1898). Председатель организационного комитета четвертого съезда международной учёной воздухоплавательной комиссии (1904, Петербург).

Лит.: Вуханов М. С, Юркевич М. П., М. А. Рыкачев — выдающийся деятель метеорологии и воздухоплавания. Л., 1954.

рыскание — отклонение летательного аппарата от некоторого заданного направления полёта; характеризуется углом Р. и скоростью Р. Угол рыскания {{y }} — угол между осью OXg нормальной системы координат (СК), определяющей заданное направление движения, и проекцией продольной оси OX на горизонтальную плоскость OXgZg. Угол {{y }} положителен, когда ось OXg совмещается с проекцией оси ОХ на плоскость OXgZg поворотом вокруг оси OY по часовой стрелке, если смотреть вдоль этой оси; изменяется от —180{{°}} до + 180{{°}}; угол {{y }} является одним из углов Эйлера, определяющих ориентацию летательного аппарата. При определении ориентации скоростной СК относительно нормальной СК используется скоростной угол рыскания {{y U}} — угол между осью ОХ нормальной СК и проекцией скоростной оси OXg на горизонтальную плоскость OXgZg. Знак скоростного угла Р. определяется аналогично знаку угла {{y }}).

Одной из существенных величин при исследовании динамики полёта летательного аппарата (особенно его бокового движения) является скорость рыскания {{w }}g, — составляющая угловой скорости летательного аппарата по нормальной оси OY связанной СК; {{w }}g положительна при вращении летательного аппарата вокруг оси OY по часовой стрелке, если смотреть вдоль этой оси.

Нежелательное Р. может возникать при неизменном положении органов управления рысканием под действием бокового ветра, аэродинамических сил и моментов, возникающих при отклонении других органов управления.

М. А. Ерусалимский

рычаги управления, командные рычаги, — установленные в кабине экипажа летательного аппарата устройства, с помощью которых лётчик воздействует на органы управления. К Р. у. самолётом относятся ручка управления или колонка штурвальная (для продольного и поперечного управления) и педали управления (для путевого управления). Р. у. связаны с органами управления механической проводкой управления самолётом или электрическими коммуникациями (см. Электродистанционная система управления). При использовании необратимого бустерного или электродистанционного управления для создания лётчику ощущения управления летательным аппаратом применяется рычагов управления загрузка. Р. у. устанавливаются на рабочих местах командира корабля и второго пилота, а на учебных самолётах у инструктора и курсанта. О Р. у. вертолётом см. в статье Вертолёт.

Рычагов Павел Васильевич (1911—1941) — советский военачальник, генерал-лейтенант авиации (1940), Герой Советского Союза (1936). В Красной Армии с 1928. Окончил Военно-теоретическую школу ВВС в Ленинграде (1930), Борисоглебскую военную школу лётчиков (1931). Был лётчиком, командиром отряда, командиром эскадрильи. Участник войны в Испании (1936—1939), боёв с японскими захватчиками в Китае (1937—1938). С 1938 командующий ВВС и член Военного совета Приморской группы Дальневосточного фронта и первой Отдельной Краснознаменной армии. Во время советско-финляндской войны начальник ВВС девятой армии. В 1940 заместитель, 1-й заместитель начальника ВВС, с августа начальник Главного управления ВВС РККА. С февраля 1941 заместитель наркома обороны СССР. Депутат ВС СССР в 1937. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, медалями. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

рычагов управления загрузка. В системах необратимого бустерного управления и в электродистанционных системах управления необходимо применение искусственной загрузки рычагов управления (РУ) для создания лётчику чувства управления летательным аппаратом. К простейшим устройствам Р. у. з. относятся пружинные, основными характеристиками которых являются усилие предварительного затяга, градиент dP/dx (Px) усилия P по перемещению x РУ и максимального усилия при крайних его положениях. Значение усилия предварит, затяга зависит от сил трения в системе. Это усилие должно обеспечивать центрирование РУ и исключать отдачу на него движений последовательного сервопривода автоматических систем, если устранение отдачи не обеспечивается специальными мерами. Значение Px выбирается из условия приемлемости усилий на РУ, например при создании нормальной перегрузки ny. В устройство Р. у. з. обычно включается триммерный механизм, с помощью которого лётчик на установившемся режиме полёта снимает усилия на РУ.

С помощью системы пружин могут быть осуществлены и более сложные изменения загрузки, в частности для получения усилий типа так называемой стенки (рис. 1). Это нужно, например, для введения ограничений в отклонение рычагов и органов управления с целью предупреждения выхода на нерасчётные режимы полёта из-за ошибок лётчика.

К более совершенным устройствам Р. у. з., применяемым обычно при управлении продольным движением, относятся автоматы загрузки, в которых Px изменяется в зависимости от режимов полёта, что позволяет обеспечить практически постоянное значение dP/dn в полёте. Устройства могут быть электромеханическими, электрогидравлическими, гидравлическими и других типов. Изменение градиента Px в них осуществляется по заданному закону, определяемому вычислителем загрузки (рис. 2). Принципиально иным устройством Р. у. з. является электрогидравлический автомат, включающий датчик усилий, установленный на РУ или вблизи него, вычислитель загрузки и параллельный электрогидравлический сервопривод. Изменение усилий на РУ достигается коррекцией электрических сигналов следящего контура автомата в зависимости от режимов полёта (скорости V и высоты H полёта и др.). Такой автомат позволяет исключить влияние трения в системе и обеспечить гибкое регулирование изменения усилий, включая создание усилий вида стенки, или отталкивания РУ, предназначенных для ограждения от непроизвольного вывода самолёта на предельные режимы полёта.

Лит.: Гониодский В. И., Склянский Ф. И., Шумилов И. С., Привод рулевых поверхностен самолетов. М., 1974; Гуськов Ю. П., Загайнов Г. И., Управление полетом самолетов, М., 1980.

В. Я. Бочаров

Рис. 1

Рис. 2

Рэлей, Рейли (Rayleigh), Джон Уильям (1842—1919) — английский физик, один из основоположников теории колебаний. Фамилия до получения титула лорда Рэлея (1873) — Стретт (Strutt). Член (1873) и президент (1905—1908) Лондонского королевского общества, иностранный член-корреспондент Петербургской АН (1896). Окончил Кембриджский университет (1865), с 1879 профессор этого университета. Директор Кавендишской лаборатории (1879—1884). Сформулировал ряд фундаментальных теорем линейной теории колебаний. Рассмотрел вопросы дифракции и рассеяния упругих волн в различных средах, а также распространения звука в газах: Развил теории устойчивости течений жидкостей при различных условиях, обтекания тел с отрывом струи, кавитации, движения вязкой жидкости и др. Нобелевская премия (1904).

Соч. в рус. пер.: Теория звука, 2 изд., т. 1—2, М., 1955.

Рязанов Алексей Константинович (р. 1920) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1970), заслуженный военный лётчик (1967), дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В Советской Армии с 1939. Окончил Борисоглебскую авиационную школу пилотов имени В. П. Чкалова (1939), Военую академию имени М. В. Фрунзе (1950), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1958). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром эскадрильи, заместителем командира истребительного авиаполка. Совершил 509 боевых вылетов, сбил лично 31 и в составе группы 16 самолётов противника. После войны на командных и штабных должностях в ВВС и Войсках ПВО. Награждён 3 орденами Ленина, 4 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 пос. Токаревка Тамбовской области.

Лит.: Зарубин А., Над полями сражений, в кн.: Герои огненных лет, кн. 4, М., 1980.

Рязанов Василий Георгиевич (1901—1951) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1943), дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1920. Окончил Борисоглебскую военную школу лётчиков (1926), Военнно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1935; ныне ВВИА). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был заместителем командующего ВВС армии, командир авиадивизии, командующий манёвренной группой ВВС фронта, командующий истребительной авиационной армией, командир штурмового авиакорпуса. После войны на командных должностях в ВВС. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2-й степени, Богдана Хмельницкого 1-й степени, Красной Звезды, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в с. Большое Козино Нижегородской области.

Лит.: Рязанов Л. А., Чесноков Н. И., Командир гвардейского корпуса “Илов”, М., 1983.

Hosted by uCoz