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

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

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

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

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

Г. А. Амирьянц

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

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

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

С. Ю. Крашенинников

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

регламент технического обслуживания — см. в статье Документация эксплуатационная.

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

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

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

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

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

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

Л. Н. Дружинин

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

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

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

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

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

{{формула}}

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

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

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

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

редукторы вертолетные — см. в статье Трансмиссия вертолёта.

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

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

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

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

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

Ю. А. Литвинов

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

В. П. Бочаров, Л. П. Новочадов

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

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

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

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

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

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

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

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

В. А. Устинов

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

В. А. Башкин

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

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

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

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

А. Ф. Тырсин

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

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

Ш. А. Ренар.

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

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

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

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

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

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

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

В. Г. Лейбов, Е. А. Шахатуни.

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

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

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

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

И. А. Биргер.

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

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

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

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

С. И. Галкин.

Ресурсные испытания крыла самолета в ЦАГИ.

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

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

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

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

Г. И. Майкапар.

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

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

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

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

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

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

С. М. Белоцерковский.

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

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

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

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

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

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

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

Ю. Н. Малеев

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

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

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

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

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

Роза ветров.

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

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

М. А. Левин

Многоцелевой самолёт OV-10 “Бронко”.

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

Турбореактивный двухконтурный двигатель RB.211.

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

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

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

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

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

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

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

М. И. Цаплин

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

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

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

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

М. Руа.

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

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

С. И. Руденко.

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

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

рулевая машинка — см. в статье Сервопривод.

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

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

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

Ю. А. Мягков

Рулевой винт вертолёта (выделен чёрным цветом).

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

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

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

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

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

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

С. А. Ермаков, М. П. Селиванов.

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

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

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

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

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

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

Г. И. Румянцев

“Руслан” — название транспортного самолёта Ан-124.

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

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

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

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

Б. Рутан.

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

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

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

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

Г. И. Румянцев.

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

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

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

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

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

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

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

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

В. И. Кабзев

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

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

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

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

Н. С. Рыбко.

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

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

Ю. А. Рыжов.

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

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

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

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

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

М. А. Ерусалимский

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

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

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

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

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

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

В. Я. Бочаров

Рис. 1

Рис. 2

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

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

Рязанов Алексей Константинович (р. 1920) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1970), заслуженный военный лётчик (1967), дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В Советской Армии с 1939. Окончил Борисоглебскую авиационную школу пилотов имени В. П. Чкалова (1939), Военую академию имени М. В. Фрунзе (1950), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1958). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром эскадрильи, заместителем командира истребительного авиаполка. Совершил 509 боевых вылетов, сбил лично 31 и в составе группы 16 самолётов противника. После войны на командных и штабных должностях в ВВС и Войсках ПВО. Награждён 3 орденами Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями. Бронзовый бюст в пос. Токаревка Тамбовской области.

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

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

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