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

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 X_i = r V²S, где Q = mn. Полное же сопротивление аэродинамическое X = X_i + X_r, где X_r — реактивный импульс отражённых от тела молекул. Если пренебречь импульсом отраженных молекул, то коэффициент лобового сопротивления (см. Аэродинамические коэффициенты) c_xa = X/(½r V²S) = 2 независимо от формы тела; с учётом X, имеем c_xa > 2. В континуальном режиме (сплошная среда) c_xa 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 c_ya мал. Соответственно аэродинамическое качество K = c_ya/c_xa 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 E_{к.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 E_{к.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 F_c 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^* = p_о^*/p_н, где p_о^* — полное давление газа перед соплом, p_н — давление в окружающей среде) происходит таким образом, что в выходном сечении Р. с. давление p_с не связано с давлением в окружающей среде и зависит только от p_о^*, площади выходного сечения F_c и формы сопла. Различают три режима истечения: расчётный — при p_с = p_н; перерасширение газа в сопле — при p_с < p_н; недорасширение — при p_с > p_н. 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. (F_c/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; P_ид = m_cv_ид — идеальная тяга сопла; v_ид — идеальная скорость истечения, соответствующая изоэнтропическому расширению газа от давления p_о^* до давления p_н; m_c — масса газа, проходящего через сопло в 1 c, x_с — сила внешнего сопротивления сопла (кормовой части силовой установки); {{P}} = P_с/P_ид. Значения {{P_с}} 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”).

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

Для дальнейшего чтения нажмите кнопку