боковая управляемость летательного аппарата — способность летательного аппарата изменять параметры бокового движения по команде лётчика. Количественные, характеристики Б. у. определяют в виде отношения управляющего воздействия лётчика к реакции самолёта на это воздействие. При этом в качестве параметров, связанных с воздействием лётчика, используют усилия P_э и P_н на ручке управления (штурвале) и педалях (управление элеронами и рулём направления) и их перемещения X_э, X_н, а реакцию самолёта на команды лётчика характеризуют скоростью крена {{ω}}_x, скоростью рыскания {{ω}}_y, углом скольжения {{β}} (боковой перегрузкой, углом рыскания {{ψ}}).

К статическим. характеристикам Б. у. при переходе от одного установившегося режима полёта к другому относят коэффициент расхода ручки управления (штурвала) и усилий на ней на скорость крена

{{формула}}

коэффициент расхода педалей и усилий на них на скорость крена

{{формула}}

коэффициент расхода педалей и усилий на них на скорость рыскания

{{формула}}

Используются и другие характеристики, основанные на сочетаниях параметров, характеризующих управляющие воздействия лётчика и реакции самолёта на эти воздействия, например коэффициент расхода ручки управления (штурвала) и усилия на ней на угол крена, коэффициент расхода педалей и усилий на них на угол крена при наличии системы улучшения устойчивости и управляемости. Помимо коэффициентов, определяющих Б. у. при «нормальных» условиях полёта, используются показатели управляемости для предельных режимов полёта, например усилие P_з на ручке управления и её перемещение X_э для создания максимальной скорости крена.

Лит.: Пашковский И. М., Устойчивость и управляемость самолета, М., 1975.

В. И. Кобзев.

боковая устойчивость летательного аппарата — способность летательного аппарата (в том числе летательного аппарата с системой улучшения устойчивости и управляемости — ССУ) восстанавливать без вмешательства лётчика исходный режим бокового движения (БД) после прекращения действия возмущения. Б. у. позволяет осуществлять быстрый переход на новый режим полёта и его выдерживание при приемлемых для лётчика усилиях для отклонения органов управления. Аэродинамически Б. у. может быть обеспечена в том случае, если при отклонении параметров БД от заданных аэродинамические моменты крена и рыскания меняются таким образом, чтобы парировать действие возмущающих моментов (см. Аэродинамическое демпфирование. Статическая устойчивость). Б. у. может быть оценена при анализе уравнений БД; её количественной характеристикой является степень устойчивости. Необходимыми, но недостаточными условиями Б. у. являются: степень путевой статической устойчивости {{формула}}, степень поперечной статической устойчивости {{формула}} и {{формула}} — коэффициент, характеризующий Б. у. летательного аппарата в его взаимосвязанном движении по крену и рысканию при фиксированных органах управления.

Полная оценка Б. у. может быть получена из анализа корней линеаризованного характеристического уравнения БД. При отсутствии СУУ это уравнение, как правило, имеет два вещественных (большой и малый) и два комплексно-сопряжённых корня. Большой действительный корень определяет быстрое движение летательного аппарата по крену, а малый соответствует спиральному движению (см. Спиральная устойчивость). Пара комплексно-сопряжённых корней определяет колебательное БД летательного аппарата. Для Б. у. летательного аппарата необходимо, чтобы корни характеристического уравнения БД были отрицательными.

В качестве количественных показателей Б. у. летательных аппаратов используются также характеристики затухания колебаний БД (период свободных боковых колебаний, время затухания колебаний до 5% начальной амплитуды), отношение x амплитуд скоростей крена и рыскания при кратковременном отклонении руля направления: x  =  {{ω}}_xmax/{{ω}}_ymax, значения постоянной времени крена T_кр, постоянной времени спирального движения.

Для обеспечения Б. у. и предотвращения расходящихся колебаний, возбуждаемых лётчиком при решении задач точной стабилизации самолёта по крену, наряду с перечисленными показателями необходим учёт характеристик трактов системы управления. Такой учёт сводится к требованию обеспечения запаса устойчивости разомкнутой системы самолёт — летчик по фазе {{Δφ}}  =  (30—50){{°}} на частоте среза и заданию допустимого уровня неравномерности логарифмической амплитудной частотной характеристики {{Δ}}A = (2—3) дБ замкнутой системы самолёт — лётчик в рабочей полосе частот.

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

В. Н. Кобзев.

боковое движение летательного аппарата. В отличие от продольного движения, движение летательного аппарата, при котором плоскость его симметрии отклоняется или (и) смещается от первоначально заданной вертикальной плоскости, называется пространственным. При этом та часть полных уравнений движения, которая описывает изменение углов скольжения и крена {{β}} и {{γ}} скоростей крена и рыскания {{ω_x}} и {{ω_y}}, определяет боковое движение. При наличии Б. д. всегда возбуждается и продольное движение (изменяются угол атаки {{α}}, скорость тангажа {{ω}}_z), в то время как продольное движение летательного аппарата, имеющее плоскость симметрии, может происходить без возникновения Б. д. Однако при умеренном развитии Б. д. можно считать, что оно не влияет на продольное, и рассматривать оба движения независимо (такое разделение неприемлемо при анализе некоторых специальных режимов пространственного движения летательного аппарата, например, крутого виража, инерционного вращения, сваливания, штопора).

В большинстве случаев под Б. д. понимается боковое возмущённое движение. Считается, что в невозмущенном. движении углы {{β}} и {{γ}}, угловые скорости {{ω}}_x и {{ω}}_y, моменты крена и рыскания M_x и M_y, аэродинамическая боковая сила Z_a (см. Аэродинамические силы и моменты) равны нулю, а в возмущенном. движении указанные параметры малы. Если при этом принять, что параметры продольного движения соответствуют режиму установившегося горизонтального полёта (угол наклона траектории {{Θ}} и угловая скорость ω_z равны нулю, скорость V постоянна, аэродинамическая подъёмная сила {{Y_a}} равна mg — весу летательного аппарата, где m — масса летательного аппарата, g — ускорение свободного падения, угол тангажа {{υ}} равен углу атаки {{α}}), то уравнения возмущения Б. д. приобретают вид

{{формула}}

{{γ}}_a  =  {{γ}}

где Р — тяга двигателя, l — боковое смещение летательного аппарата, I_x, I_y — главные моменты инерции летательного аппарата, {{γ}}_a — скоростной угол крена, {{ψ}} — угол рыскания, {{ψ}}_a — скоростной угол рыскания. Дифференцируя выражение для угла скольжения {{β}}, можно получить уравнение

{{формула}}

и решать его совместно с уравнением

{{формула}}

и линеаризованными уравнениями для моментов

{{формула}}

Здесь {{δ}}_н и {{δ}}_э — углы отклонения руля направления и элеронов, Z, M — частные производные аэродинамических сил и моментов по величинам, указанным в верхнем индексе. Исследование решений этой системы линейных дифференциальных уравнений с постоянным коэффициентом при {{δ}}_н = {{δ}}_э = 0 позволяет определить боковую устойчивость летательного аппарата, исследование решений при {{δ}}_н  =  {{δ}}_н(l), {{δ}}_э  =  {{δ}}_э(l) — оценить характеристики его боковой управляемости. При исследовании характеристик автоматических систем управления {{δ}}_н и {{δ}}_э задаются в соответствии с выбранными законами управления, например, как функции параметров {{β}}, {{γ}}, {{ω}}_x, {{ω}}_y, l, {{ψ}}, и боковой перегрузки.

При наличии возмущений в правых частях уравнений появляются дополнительные слагаемые, пропорциональные этим возмущениям (например, боковому ветру).

В. А. Ярошевский.

болезнь движения (морская болезнь, воздушная болезнь, транспортная болезнь, укачивание) —особое состояние организма, которое может возникнуть при передвижении человека на современных видах транспорта (в том числе в летательных аппаратах, на морских и речных судах, в поездах, автомобилях и др.). Б. д. возникает в результате непривычного для человека сочетания действия вестибулярных (линейных и угловых ускорений), зрительных (оптокинетических) и других сенсорных раздражений. Б. д. проявляется в явной и скрытой формах. При явной форме характерны сенсорные нарушения (головокружения) и соматические (например, изменение тонуса глазодвигательных мышц, мышц туловища и конечностей, что приводит к нарушению равновесия). Характерные признаки Б. д.: бледность кожных покровов, слюно- и потоотделение, снижение сосудистого тонуса, тошнота, рвота. При скрытой форме Б. д. симптомы проявляются слабо. Факторы, предрасполагающие к развитию Б. д. в полёте: повышенная температура окружающего воздуха, снижение парциального давления кислорода во вдыхаемом воздухе, слабый тип нервной деятельности, отклонения в функциях сердечно-сосудистой системы, вегетативной нервной системы, утомление, эмоциональное напряжение, интоксикация. Выделяют четыре клинические формы Б. д.: нервную, сердечно-сосудистую, желудочно-кишечную и смешанную. Повышению вестибулярной устойчивости способствуют вестибулярные тренировки. Для предупреждения Б. д. рекомендуются фармакологические средства, витаминный комплекс, аэровит, питаф, принимаемые за 1,5—2 ч до полёта.

Лит.: Воячек В. И.. Военная отоларингология, 3 изд М., 1946; Козаров В. Г., Клиническая вестибулометрия, Киев, 1988.

Э. В. Лапаев.

болтанка — возмущённое движение летательного аппарат с достаточно большой частотой (доли Гц для тяжёлых самолётов и до 1 Гц для лёгких) под действием атмосферной турбулентности (AT). AT вызывает перемещения центра масс летательного аппарата в пространстве и угловые колебания вокруг центра масс. Параметрами, характеризующими движение летательного аппарата во время Б., являются угол атаки и угол скольжения, а также нормальная и боковая перегрузки летательного аппарата. Б. — расчётный случай для определения прочности и ресурса конструкции, кроме того, длительное действие Б. снижает работоспособность экипажа и уменьшает комфорт пассажиров. В связи с этим расширяется применение автоматических систем (активных систем управления), снижающих воздействие AT на летательный аппарат. Обычно Б. наблюдается при наличии мощных восходящих потоков, при прохождении грозовых и термальных фронтов, при сильных ветрах в гористой местности. Наиболее часто Б. встречается на малых высотах.

В соответствии с возникающими при Б. приращениями {{Δn_y}}, нормальной перегрузки различают Б. слабую (|{{Δ}}n_y| <   =  0,1). умеренную (0,1 < |{{Δ}}n_y| <   =  0,3) и сильную (|{{Δ}}n_y| >  > 0,3).

В научной литературе вместо термина «Б.» используется термин «атмосферное возмущение».

Лит.: Доброленский Ю. П., Динамика полета в неспокойной атмосфере, М., 1969.

А. Г Обрубов.

Болховитинов Виктор Фёдорович (1899—1970) — советский авиаконструктор и учёный в области самолётостроения, доктор технических наук (1947), генерал-майор-инженер, (1943). Окончил Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1926; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского) и остался работать там же. В 1937—1945 главный конструктор опытного конструкторского бюро. Под руководством Б. созданы тяжелый бомбардировщик ДБ-А, опытные скоростной ближний бомбардировщик с соосными винтами и истребитель БИ с жидкостно-ракетным двигателем. С 1946 на преподавательской работе в Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского (с 1949 профессор). Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Соч.: Пути развития летательных аппаратов, М., 1962.

В. Ф. Болховитинов.

Больцмана уравнение кинетическое [по имени австрийского физика Л. Больцмана (L. Boltzmann); 1844—1906] — интегро-дифференциальное уравнение для функции распределения f (v, г. t) молекул газа по скорости v и координатам — радиус-вектору r (в зависимости от времени t. описывающее неравновесные процессы в неплотных газах. Функция f определяет среднее число молекул со скоростями в малом интервале от v до v + dv и координатами в малом интервале от r до r + dr в момент времени t. В отсутствие внешних сил (обычно не учитываемых в аэродинамике) Б. у. имеет вид

{{формула}}

Здесь f’ = f(v', r, t), f’₁ = f(v’₁,r, t), f₁ = f(v₁,r, t); v, v₁ и v’, v’₁ — скорости молекул до и после столкновения соответственно; b, e — полярные координаты в плоскости, перпендикулярной вектору относительной скорости V = v_i—v (начало координат в центре v-частицы). Значения скоростей v, v₁, и v', v'₁ связаны классическими законами парных столкновений частиц со сферически симметричным потенциалом взаимодействия.

Левая часть уравнения описывает изменение f(v, г. t) со временем и вследствие перемещения молекул в пространстве, правая — из-за столкновений молекул между собой. Б. у. допускает обобщения на случаи многоатомных и многокомпонентных газов — в этих случаях Б. у. заменяется системой соответствующих кинетических уравнений.

Б. у. является основным уравнением разреженных газов динамики и применяется для аэродинамического расчёта летательного аппаратов на больших высотах полёта, Трудности его решения обусловлены многомерностью функции f(v, r, t), зависящей от семи скалярных переменных, и сложным видом правой части уравнения.

Лит.: см. при ст. Кинетическая теория газов.

В. С. Галкин.

бомба авиационная — см. Авиационная бомба.

бомбардировщик — боевой самолёт, предназначенный для поражения авиационными бомбами (торпедами) наземных (подземных) или надводных (подводных) целей; является основной ударной силой военно-воздушных сил. Б. может нести бомбы различных калибров (как обычные, так и ядерные) внутри фюзеляжа в бомбовых отсеках и на наружных подвесках под крылом и фюзеляжем, а также управляемые ракеты класса «воздух—поверхность».

Аэродинамическая схема современного Б. — моноплан со свободно несущим крылом трапециевидной формы для дозвуков самолётов, стреловидной — для околозвуковых, стреловидной или треугольной — для сверхзвуковых. Находят применение схемы «летающее крыло». Для Б. характерно высокое аэродинамическое качество, необходимое для достижения большой дальности полёта.

К особенностям конструкции Б. относятся: наличие в фюзеляже больших отсеков, в которых устанавливаются держатели бомбардировочного вооружения, поворотные платформы или другие устройства для крепления и запуска ракет; большой объём баков, баков-отсеков для размещения топлива, масса которого составляет 40—60% взлётной массы самолёта; значительные по размерам герметичные кабины для размещения экипажа, состоящего из 4—10 человек (первый и второй пилоты, штурман, операторы, стрелки, борттехники или бортинженеры); применение радиопоглощающих материалов для уменьшения радиолокационной контрастности самолёта и снижения дальности его обнаружения радиолокационными системами ПВО; наличие систем, обеспечивающих возможность пополнения запасов топлива в полете с самолёта-заправщика; многодвигательные силовые установки. Бомбардировочное и ракетное вооружение, лётно-тактические данные, бортовые комплексы оборонительного вооружения, навигационного и радиоэлектронного оборудования Б. обеспечивают преодоление системы противовоздушной оборон противника при полете к цели, точный выход на цель и поражение цели бомбами или ракетами при любых метеорологических условиях, в любое время года и суток.

При полёте к цели Б. использует высоты от предельно малых (менее 200 м) до стратосферных (более 12 км), скорости полёта от дозвуковых до вдвое (и более) превышающих скорость звука, а также маршруты, удалённые от активных зон противовоздушной обороны. Система самозащиты Б. включает: средства автоматизированного противодействия радиолокационной станции управления управляемыми ракетами классов «поверхность — воздух» и «воздух — воздух», системам управления огнём зенитной артиллерии и радиолокационных станций систем дальнего обнаружения и наведения; инфракрасные ловушки, отвлекающие на себя управляем ракеты классов «поверхность — воздух» и «воздух — воздух» с инфракрасными системами самонаведения; автоматы сброса дипольных отражателей для создания пассивных помех радиолокационным станциям наведения; системы оповещения экипажа об угрозе из задней и боковых полусфер; бортовое стрелково-пушечное вооружение, а также систему защиты от поражающих факторов ядерного оружия.

Выдерживание заданного (запрограммированного) маршрута полёта, точный выход на цель (или в район пуска ракет), обнаружение цели, прицеливание и бомбометание (или запуск ракет и их наведение на цель) осуществляются бортовыми комплексами специального и радиоэлектронного оборудования, включающего одну или несколько бортовых электронно-вычислительных машин. Тот же комплекс оборудования обеспечивает возвращение на аэродром и посадку.

Б. делятся на тактические (фронтовые) и стратегические (дальние и межконтинентальные) . Фронтовые Б. поражают цели в оперативно-тактической глубине фронта, обычно за пределами досягаемости истребителей-бомбардировщиков, стратегические — в пределах одного или несколько театров военных действий. Для увеличения дальности полёта стратегические Б. используют одно- или многоразовую заправку топливом в полёте. Межконтинентальные Б. могут поражать цели практически в любой точке земного шара. Для поражения целей с пикирования предназначается пикирующий бомбардировщик.

Историческая справка. Б. как тип боевого самолёта сформировался в период Первой мировой войны. Первым Б. был самолёт «Илья Муромец», созданный в 1913. Бомбы подвешивались как внутри, вертикально вдоль бортов фюзеляжа, так и снаружи. Для сброса бомб был создан специальный электросбрасыватель (1916). Оборонительное вооружение состояло из восьми пулемётов. Позднее Б. были созданы также в других странах: Кодрон G.4, Бреге Bre 14, Вуазен VIII во Франции, Де Хэвилленд D.H.4, Хэндли Пейдж 0/400 в Великобритании, Гота G-5 в Германии, Капрони Ca.30 и Ca.42 в Италии и др.

В период Второй мировой войны Б. являлись основной ударной силой военно-воздушных сил воюющих стран. Наиболее известными в СССР были фронтовые Б. Пе-2, Ту-2 дальние — Ил-4 и Пе-8; в Германии — Юнкерс Ju-88; в Великобритании — Хэндли Пейдж «Галифакс» и Авро «Ланкастер»; в США— Конвэр В-24 «Либерейтор», Норт Американ В-25 «Митчелл», Боинг В-17 и В-29.

С появлением ядерного оружия происходило интенсивное развитие Б. как его носителя. На Б. нашли применение газотурбинные двигатели (турбовинтовые двигатели и турбореактивные двигатели). Скорости и дальности полётов возросли. В 50—80‑х гг. бомбардировочная авиация включала: Ил-28, Ту-16, Ту-95, М-4, 3М, Ту-22, Ту-22М, Су-24, Ту-160 (СССР), Боинг В-47 и В-52, Конвэр В-58, Дженерал дайнемикс FB-111, Рокуэлл В-1В (США), Инглиш электрик «Канберра», Виккерс «Вэлиант», Авро «Вулкан», Хэндлн Пейдж «Виктор» (Великобритания), Дассо «Мираж» IV (Франция).

В. И. Жулёв.

бомбометание — прицельное сбрасывание с летательных аппаратов авиационных бомб (торпед) для поражения наземных (подземных) и надводных (подводных) целей. Теория Б. базируется на баллистике, теории прицелов, теории проникновения боеприпасов в сплошные среды, теории эффективности, метеорологии и других науках. В зависимости от типа летательного аппарата, его прицельной системы (см. Прицел, Прицельно-навигационная система), характера цели, тактической обстановки, погодных условий, времени суток и пр. Б. может производиться с горизонтального полёта, пикирования или кабрирования (см. рис.). Б. с горизонтального полёта может выполняться с больших, средних или малых высот. В последнем случае по условиям безопасности носителя должны применяться авиабомбы с аэродинамическими тормозными устройствами (парашютом, щитками) или обычные с большим временем замедления действия взрывателя для обеспечения необходимой дистанции отставания авиабомбы от носителя. Б. с пикирования обладает повышенной точностью, но требует запаса высоты для обеспечения выхода самолёта из пикирующего полёта и безопасности носителя при действии осколков боеприпасов. При Б. с кабрирования, которое выполняется обычно со средних и малых высот, траектория авиабомбы получается навесной с увеличенным относом, Это позволяет скрытно, без обнаружения средствами противовоздушной обороны противника поражать цель с малой высоты. После обнаружения цели и преодоления системы противовоздушной оборон с помощью маневрирования, применения помех и пр. экипаж летательного аппарата выполняет боковую и продольную наводку и сбрасывает бомбы. В зависимости от количества и порядка (временного интервала) сброшенных в одном заходе на цель авиабомб Б. может быть одиночным, серийным, серийно-залповым или залповым. При одном летательном аппарате или группе летательных аппаратов оно соответственно называется индивидуальным или групповым.

Лит.: Боевая авиационная техника. Авиационное вооружение, М., 1987.

Ю. Л. Карпов.

Бомбометание: а — с горизонтального полёта; б — с пикирования; с — с кабрирования; А — относ; {{Δ}} — отставание; H, V — высота и скорость полёта; {{θ}} — угол пикирования (кабрирования); {{φ}} — угол прицеливания; L — наклонная дальность до цели.

Бондаренко Михаил Захарович (1913—1947) — советский лётчик, майор, дважды Герой Советского Союза (1942, 1943). Окончил Качинскую военную авиационную школу лётчиков имени А. Ф. Мясникова (1939), Военно-воздушную академию (1946; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был командиром звена, эскадрильи, штурманом и инструктором по технике пилотирования штурмового авиаполка. Совершил свыше 230 боевых вылетов. Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, медалями. Бронзовый бюст в селе Богдановка Яготинского района Киевской области

Лит.: Гаврюк П., Бессмертные подвиги войны, в кн.: Боевые звезды киевлян, 2 изд., Киев, 1977.

М. З. Бондаренко.

Бондарюк Михаил Макарович (1908—1969) — советский конструктор авиационных двигателей, доктор технических наук (1960). Окончил Московский авиационный институт (1930). Работал в научно-исследовательском институте Гражданского воздушного флота. В 1944 создал и испытал первый образец прямоточного воздушно-реактивного двигателя. В 1944—1969 главный конструктор; двигатели, созданные под руководством Б., внедрены в промышленное производство. Преподавал в Московском авиационном институте (с 1955 профессор). Автор трудов и учебников по прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Награждён орденами Красного Знамени, Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

М. М. Бондарюк.

Борзов Иван Иванович (1915—1974) — советский военачальник, маршал авиации (1972), Герой Советского Союза (1944). В Советской Армии с 1935. Окончил Ейское военно-морское авиационное училище (1936), Военно-морскую академию (1948). Участник советско-финляндской и Великой Отечественных войн. В ходе войны совершил 147 боевых вылетов, потопил военный корабль и 5 транспортных кораблей противника, Заместитель Командующего (1958—1962), командующий (1962—1974) авиацией военно-морского флота. Награждён 2 орденами Ленина,. 6 орденами Красного Знамени, орденами Ушакова 2‑й степени, Отечественной войны 2‑й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

И. И. Борзов.

Боровков Алексей Андреевич (1903—1945) — советский авиаконструктор. После окончания авиационного факультета Ленинградского института путей сообщения (1930) работал инженером-конструктором, начальником СКБ на авиационных заводах, главным конструктором (1938). В 1934—1935 вместе с Л. П. Коротковым разработал проект убирающегося шасси истребителя И-16, принятого для серийного производства. Совместно с И. Ф. Флоровым разработал учебно-тренировочные истребители УТИ-1, -2, -3, -4, а также манёвренный истребитель-биплан И-207. В опытном конструкторском бюро В. Ф. Болховитинова принимал участие в создании первого советского реактивного истребителя. Погиб в авиационной катастрофе. Награждён орденом Красной Звезды.

Боровых Андрей Егорович (1921—1989) — советский лётчик, генерал-полковник авиации (1968), заслуженный военный лётчик СССР (1966), дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Чугуевскую военно-авиационную школу пилотов (1941), Военно-воздушную, академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина), Высшую военную академию (1957). Участник Великой Отечественной войны. Совершил 470 боевых вылетов, сбил 32 самолёта и 14 в составе группы. В 1969—1977 был командующим авиацией противовоздушной обороны. Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1950. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Отечественной войны 1‑й степени, 5 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 3 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3‑й степени, медалями, а также иностранными орденами, Бронзовый бюст в г. Курске.

Лит.: Синицын А., Юность, закаленная в боях, в кн.: Люди бессмертного подвига, 4 изд., кн. I, М., 1975.

А. Е. Боровых.

боросодержащее топливо — вещества, имеющие в своём составе бор и его соединения, способные к большому тепловыделению при взаимодействии с окислителями. К соединениям бора относятся бориды легких металлов, гидриды бора (ди-, пента- и декабораны), их органические производные (алкилпентабораны, алкилдекабораны, карбораны) и борогидриды лёгких металлов (лития, бериллия и алюминия). Теплота сгорания бора в кислороде, отнесённая к 1 кг металла, в 1,87 раза больше теплоты сгорания топлива авиационного Т-1; теплота сгорания бора в пересчёте на 1 л бора в 3,8 раза больше теплоты сгорания 1 л керосина. По энергоёмкости указанные выше соединения бора также значительно превосходят углеводородное горючее. Бор и его соединения рассматриваются как возможные высокоэффективные горючие компоненты топлив для ракетных двигателей и воздушно-реактивных двигателей. Гидриды бора и их органические производные обладают высокими скоростями горения, изменяющимися в широких пределах при изменении соотношения их с воздухом и давления в камере сгорания,

Алкилбораты, карбораны, бор и бориды обладают удовлетворительными эксплуатационными свойствами (малой токсичностью, высокой стабильностью и др.) и могут быть использованы в виде индивидуальных соединений, их смесей и суспензий в углеводородах и другие горючих.

Химической особенностью бора и его гидридов как горючих является их способность образовывать с кислородом продукты сгорания различного состава, которые имеют большую теплоту испарения и сублимации, что является одной из основных причин неполной реализации энергетических возможностей Б. т.

А. Ф. Жигач.

бортовая вычислительная система (БВС) — совокупность информационно взаимосвязанных и согласованно действующих аппаратно-программных средств передачи, хранения и переработки информации, размещаемых на борту летательного аппарата и предназначенных для преобразования входных данных в выходные в соответствии с заданными целями функционирования. Появление на борту сложных вычислительных систем явилось следствием возрастания количества к сложности электронного оборудования, а также решаемых задач, реализовать которые на одной бортовой цифровой вычислительной машине (БЦВМ) не представляется возможным. БВС авиационного применения представляют собой, как правило, многомашинные, многоуровневые, иерархические, неоднородные вычислительной системы, построенные на базе унифицированных программно-управляемых селекторных и мультиплексных каналов связи. На нижнем уровне иерархии используются специализированные вычислители, встраиваемые и автономные БЦВМ. Каждый такой элемент БВС обеспечивает первичную обработку информации от одного или группы однородных датчиков. На средних уровнях иерархии применяются наиболее мощные универсальные БЦВМ, решающие основные функциональные задачи соответствующих летательных аппаратов на основе комплексной обработки информации от большого числа датчиков. На верхнем уровне иерархии используются, как правило, универсальные БЦВМ, предназначенные для решения задач управления, контроля, индикации, связи с экипажем летательного аппарата.

Различия в сложности и характере выполняемых на разных уровнях иерархии БВС, стремление обеспечить максимальное соответствие характеристик БЦВМ требованиям решаемых на них задач определяют неоднородность БВС, то есть необходимость применения различных электронно-вычислительных машин в широком диапазоне основных характеристик: быстродействия, объёмов запоминающих устройств, состава и пропускной способности средств информационного обмена и т. п.

Ю. А. Белоусов.

бортовая радиолокационная станция (БРЛС), бортовой радиолокатор, — радиоэлектронная система, устанавливаемая на летательном аппарате различных классов и предназначенная для получения радиолокационной информации (РЛИ) о воздушных, космических и наземных объектах (целях), в том числе в сложных метеоусловиях и при отсутствии видимости. В состав БРЛС входят одна или несколько антенн, один или несколько передатчиков, приёмник, процессор (устройство) обработки радиолокационных сигналов и РЛИ, индикатор на электронно-лучевой трубке и др. РЛИ извлекается либо из эхо-сигналов, образующихся в результате отражения радиоволн от объекта, облучённого зондирующими радиосигналами БРЛС, либо из радиосигналов БРЛС, переизлучаемых активным ретранслирующим устройством, находящимся на объекте, либо из радиоизлучения устройств, находящихся на объекте, или излучения самого объекта, определяемого его температурой. В БРЛС могут сочетаться различные методы выделения РЛИ. Полученная с выхода процессора РЛИ поступает на индикатор, а также в бортовую вычислительную систему для дальнейшего использования как на борту летательного аппарата, так и для ее передачи на другие летательные аппараты и наземные вычислительные системы. Управление БРЛС осуществляется экипажем или бортовой вычислительной системой. По решаемым задачам, выполняемым автономно или в комплексе с другими средствами, БРЛС подразделяются на дозорные, навигационные, панорамные, обзора земной поверхности, управления оружием боевых летательных аппаратов, наведения ракет с радиолокационными головками самонаведения, управления взрывателями ракет и снарядов и другие, а также многофункциональные (способные решать несколько задач).

Основные характеристиками БРЛС являются дальность действия, сектор и время обзора пространства и поиска целей, точность измерений координат целей и их производных по времени, разрешающая способность (по углам, дальности, скорости), число одновременно обрабатываемых целей, помехоустойчивость, электромагнитная совместимость (способность выполнять заданные функции при возможном электромагнитном влиянии со стороны как бортовых, так и внешних радиоэлектронных систем), масса, габаритные размеры, надёжность, энергопотребление, ремонтоспособность и др.

В современных БРЛС широко используются передатчики на основе широкополосных и многорежимных усилителей мощности и управляемые многофункциональные системы обработки радиолокационных сигналов и РЛИ на основе цифровых процессоров и устройств функциональной электроники (на поверхностных акустических волнах и др.), что позволяет существенно расширить функциональные возможности БРЛС, повысить их помехоустойчивость, улучшить массо-габаритные и эксплуатационные характеристики.

Лит.: Радиолокационные системы воздушных судов, подред. П. С. Давыдова. М., 1988.

бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) — электронная вычислительная машина, устанавливаемая на борту летательного аппарата, внутренний язык, структура, конструкция и другие основные показатели которой оптимизированы с учётом конкретных условий её применения. По назначению БЦВМ могут быть специализированными для решения одной задачи (например, вычислитель обработки сигналов от радиолокационных станций) и универсальными (обеспечивают решение широкого круга задач по автоматическому управлению летательным аппаратом, обработку информации функциональных подсистем и т. п.). По конструктивному исполнению БЦВМ могут быть либо автономными (в виде отдельного прибора), либо встраиваемыми (в виде одного или несколько модулей — плат, размещаемых в аппаратуре функциональных подсистем). Универсальная БЦВМ авиационного применения, как правило, состоит из процессора, выполняющего все основные операции; оперативного запоминающего устройства (ОЗУ), предназначенного для хранения входных, выходных и промежуточных данных; постоянного запоминающего устройства (ПЗУ), служащего для хранения программ и констант; средств информационного обмена, обеспечивающих приём исходных данных от источников информации и выдачу результирующих величин на приёмники информации через внешний интерфейс БЦВМ. Информационная и управляющая связь между отдельными устройствами БЦВМ обеспечивается внутренним интерфейсом. В состав некоторых БЦВМ может входить полупостоянное запоминающее устройство (ППЗУ), в которое записывается предполётное задание (координаты маяков, пунктов маршрутов, характеристики грузов и т. п.). Основные характеристики БЦВМ; быстродействие, измеряемое количеством выполняемых машиной операций в единицу времени; объёмы ОЗУ, ПЗУ и ППЗУ, измеряемые в словах заданной разрядности; пропускные способности средств информационного обмена, внутренних и внешних интерфейсов, измеряемые количеством передаваемой полезной информации в единицу времени. БЦВМ, как правило, используются в составе сложных бортовых вычислительных систем.

Ю. А. Белоусов.

бортовое оборудование — совокупность агрегатов, приборов, машин, систем, комплексов и других технических средств, устанавливаемых на борту летательного аппарата для обеспечения управляемого полёта, жизнедеятельности экипажа и пассажиров, решения целевых задач в соответствии с назначением летательного аппарата. Б. о. служит для измерения, преобразования, передачи, обработки информации, её отображения на индикаторах, управления летательным аппаратом и его системами, контроля за состоянием летательного аппарата и параметрами его движения, связи экипажа с наземными системами и другими летательными аппаратами.

К Б. о., обеспечивающему управляемый полёт, относятся: пилотажно-навигационное оборудование, радиосвязное оборудование, электрооборудование, светотехническое оборудование, гидравлическое оборудование, система отображения информации, системы охлаждения Б. о. Для повышения безопасности полётов летательные аппараты оснащаются противообледенительными системами, противопожарной системой и др. Б. о. обеспечения жизнедеятельности экипажа и пассажиров включает систему кондиционирования воздуха, кислородное оборудование, аварийно-спасательное оборудование, системы регулирования давления. Для решения целевых задач предназначаются обзорно-прицельная система, разведывательное, десантно-транспортное оборудование, пассажирское, санитарное Б. о. и т. д.

Б. о. развивалось от простейших приборов и механизмов до сложных автоматизированных комплексов в процессе расширения и усложнения задач, возлагаемых на летательный аппарат, улучшения летно-технических характеристик (увеличение дальности, скорости, диапазона высот полёта), совершенствования средств противовоздушной оборон. Рост объёма воздушных перевозок также предъявил ряд требований к летательным аппаратам: увеличение пассажировместимости, повышение безопасности полётов, обеспечение регулярности полётов при сниженных метеоминимумах (см. Минимум погодный) и в любое время суток, расширение географических районов полётов, в том числе по необорудованным трассам и над океаном, обеспечение полётов по международным трассам с соблюдением требований к эшелонированию, повышение комфорта для пассажиров при возросших скоростях и высотах полёта. Удовлетворение этих требований вызвало необходимость создания и установки на борту сложных высокоточных пилотажно-навигационных комплексов, мощных KB радиостанций, высокопроизводительных систем кондиционирования воздуха с точным автоматическим регулированием температуры, давления, влажности воздуха в гермокабине. Задача преодоления противовоздушной обороны привела к разработке и применению бортовых средств радиоэлектронного противодействия, созданию систем обеспечения автоматического полёта на предельно малых высотах с обходом препятствий. Сокращение располагаемого экипажем времени на принятие решения по управлению летательным аппаратом и его системами потребовало автоматизации управления, создания более совершенных систем отображения информации и сигнализации. Выполнение растущих требований к Б. о. достигается путём совершенствования характеристик аппаратуры, машин, агрегатов, систем и комплексов оборудования на базе применения новых материалов и технологий. Широко используются цифровая техника, микроэлектроника, что обеспечивает расширение функцией, возможностей аппаратуры, снижение ее массы и повышение надёжности.

Структурно аппаратура, машины и агрегаты на борту летательного аппарата объединяются в системы, предназначенные для решения одной или несколько функцией, задач. На летательном аппарате насчитываются десятки систем Б. о. разного назначения (например, пневмо-, гидро- и электроснабжения, кондиционирования воздуха, автоматического управления, инерциальной навигации). Часто отдельные системы входят в комплексы. Комплекс Б. о. — совокупность функционально связанных систем, приборов, датчиков, объединённых вычислительным устройством, работающих по определенному алгоритму, решающих несколько самостоятельных задач. Комплексы Б. о. как одна из форм структурной интеграции бортового оборудования позволяют рационально использовать имеющуюся на летательном аппарате информацию, оптимизировать аппаратурный состав, алгоритмы работы, резервирование, что приводит к повышению надёжности решения сложных функциональных задач и снижению массы конструкции. На летательном аппарате эксплуатируются пилотажно-навигационные, прицельно-навигационные, прицельно-пилотажно-навигационные комплексы, комплексы разведки, радиосвязи и т. д. Внедрение цифровой техники значительно облегчает комплексирование.

Дальнейшее развитие Б. о. направлено на повышение экономичности и эффективности летательного аппарата и безопасности полётов. Первоочередными задачами являются; оптимизация режимов полёта по расходу топлива; обеспечение стабилизации и управления неустойчивым летательным аппаратом; непосредственное управление подъемной и боковой силами для повышения манёвренности летательного аппарата; дальнейшая автоматизация управления сложными режимами полёта и выполнения боевых задач; облегчение деятельности и повышение эффективности работы экипажа на всех режимах использования летательного аппарата; снижение массы, габаритных размеров, энергопотребления и повышение надёжности Б. о.

Для решения этих задач предусматривается создание самонастраивающихся адаптивных систем управления; многоуровневых вычислительных систем, решающих среди прочих задачи сокращения расхода топлива, предупреждения о приближении к опасным режимам полёта; информационных полей на базе плоских экранов и многорежимных пультов управления; систем сенсорного, речевого управления, а также биокибернетических систем управления оборудованием; экспертных систем в помощь лётчику; бортовых автоматизированных систем со встроенными в аппаратуру системами контроля ее работоспособности; глобальных систем навигации и связи с применением искусственных спутников Земли; высокоточных автономных навигационных систем, использующих физические поля Земли, систем на базе лазерных волоконно-оптических гироскопов; волоконно-оптических линий информационного обмена большой пропускной способности; миниатюрных с цифровым выходом датчиков давления, температуры, перемещения, расхода топлива и т. п. Разработка новых систем базируется на широком применении больших, сверхбольших и сверхскоростных интегральных схем, элементов, использующих поверхностные акустические волны, плоских экранов, в том числе на жидких кристаллах, конструктивной и функциональной интеграции, модульного принципа построения аппаратуры. Для успешного решения летательным аппаратом функциональных задач важное значение имеет математическое обеспечение многоуровневой вычислительной системы. Объём команд в программах вычислителей составляет сотни тысяч байт. Перспективы развития Б. о. — применение языков высокого уровня, модульное построение программ, использование алгоритмов искусственного интеллекта. См. также статью Защита бортового оборудования, Контроль бортового оборудования.

В. Н. Сучков.

бортовой журнал. 1) Б. ж. воздушного судна — технический документ установленной формы, предназначенный для контроля за техническим состоянием и оформлением приёма-передачи воздушного судна. В Б. ж. записываются сведения о выявленных отказах и неисправностях воздушного судна, а также о задержках рейса по техническим причинам. Ведёт Б. ж. бортмеханик (бортинженер), второй пилот или командир воздушного судна.

2) Б. ж. штурманский — лётный документ установленной формы, предназначенный для записи необходимых расчётных и фактических навигационных элементов полёта, выполняемых штурманом или пилотом в процессе предполётной подготовки и в полёте. В зависимости от типа воздушного судна и выполняемых задач установлены следующие штурманские Б. ж.: для самолётов первого класса (см. Классы самолётов и вертолётов), оборудованных навигационно-пилотажным комплексом (НПК); для самолетов второго и третьего классов без НПК; для самолётов четвертого класса, а также вертолётов; для самолётов, выполняющих международные полёты.

бортовой накопитель — устройство для регистрации и накопления полётной информации в течение всего полёта (или несколько полётов). По конструкции различают Б. н. защищённые (БНЗ) и эксплуатационные (БНЭ), по типу регистрируемой информации — параметрические и речевые. Регистрация параметров производится в основном на магнитной, металлической, или лавсановой ленте, в некоторых Б. н. — на фото- или киноленте, осциллографии, бумаге и на специальной бумаге (для записи царапанием).

БНЗ предназначаются для сохранения зарегистрированной полётной информации при воздействии высоких температур, ударных нагрузок и агрессивных жидкостей (топливо, морской вода, огнетушащее вещество и т. д.). В БНЗ заносится информация об условиях полёта и пространственном положении летательного аппарата, работоспособности жизненно важных систем, характере пилотирования и действиях экипажа; эта информация используется аварийными комиссиями при расследовании лётных происшествий. Общепринятое название БНЗ — «чёрный ящик».

БНЭ используются для сбора информации, необходимой для контроля пилотирования и работоспособности систем и оборудования летательного аппарата после каждого или выборочного полёта; они приспособлены для оперативного съема информации (с помощью легкосъёмных кассет). БНЭ, как правило, не имеют специальной тепловой и противоударной защиты. По сравнению с БНЗ, вмещают больший объём информации.

Речевые Б. н. применяются для сбора и хранения информации о переговорах членов экипажа друг с другом, с землёй и с экипажами другие летательных аппаратов, а также для регистрации звуковой обстановки в кабине летательного аппарата. Информация регистрируется в течение всего полёта и используется аварийными комиссиями при расследовании лётных происшествий. Как правило, выполняются защищёнными. Регистрация данных производится обычно в течение одного полёта (иногда в течение последних 30 мин).

Параметрические Б. н. предназначаются для регистрации параметров полёта при непрерывной (аналоговой) или дискретной записи. Используются для эксплуатационного контроля и при расследовании лётных происшествий. Выполняются как защищёнными, так и незащищёнными. Время регистрации до 25 ч.

И. В. Косточкин.

бочка — фигура пилотажа: поворот летательного аппарат вокруг своей продольной оси на 360{{°}} и более без изменения направления движения (см. рис.). По темпу выполнения Б. может быть быстрой и замедленной, по числу оборотов вокруг продольной оси — одинарная, полуторная и многократная, по наклону траектории полёта — горизонтальная, восходящая и нисходящая. Поворот летательного аппарат вокруг продольной оси на 180{{°}} называется полубочкой.

Бочка

Брандыс Анатолий Яковлевич (1923—1988) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1978), кандидат военных наук (1976), дважды Герой Советского Союза (дважды 1945). Окончил военную авиационную школу пилотов (1943), Военно-воздушную академию (1950; ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооруженных сил СССР (1959). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, эскадрильи штурмового авиаполка. Совершил 227 боевых вылетов. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, орденами Отечественной войны 1‑й и 2‑й степени, орденом Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в поселке Ключино Днепропетровской области.

Лит.: Свердлов Ф. Д., На бреющем полете, в кн.: Подвиги Героев Советского Союза, М., 1981.

А. Я. Брандыс.

«Бранифф» (Вгаniff Airlines) — авиакомпания США. Осуществляет внутренние перевозки. Основана в 1928. В 1988 перевезла 4,32 миллиона пассажиров, пассажирооборот 6,84 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 62 самолёта.

Братухин Иван Павлович (1903—1985) — советский конструктор и учёный в области вертолётостроения, профессор (1953), доктор технических наук (1962), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1964). Окончил Московское высшее техническое училище (1930). Винтокрылыми летательными аппаратами (автожирами и вертолётами) начал заниматься в отделе особых конструкций Центрального аэрогидродинамического института. В 1940 возглавил вертолётостроительное опытное конструкторское бюро при Московском авиационном институте, где под его руководством был создан ряд опытных и выпущенных малой серией вертолётов поперечной схемы, в том числе «Омега» (1941), «Омега-II» (1944; см. рис. в табл. XXIII), Г-3 (1945), Г-4 (1946), Б-11 (1948) и др. Государственная премия СССР (1946). Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, медалями.

И. П. Братухин.

Бреге (Breguet) Луи (1880—1955) — французский авиаконструктор и промышленник. Окончил Высшую электротехническую школу в Париже. В 1907 совместно с братом Жаком и профессором Ш. Рише (Ch. Richet) построил вертолёт, поднимавший на 1,5 м человека, но не обладавший устойчивостью. Первый успешно летавший самолёт Б. построен в 1909 (рис. в табл. IV). В 1911 вместе с братом основал фирму (см. «Бреге»), где созданы самолёты, на которых были установлены рекорды скорости на расстоянии 100 км с одним и двумя пассажирами и рекорды грузоподъёмности (в 1911 самолёт «Бреге G-3» совершил полёт с 11 пассажирами). В 1919 Б. основал авиатранспортную компанию, предшественницу современной «Эр Франс».

Л. Бреге.

«Бреге» (Breguet Aviation) — самолёто-строительная фирма Франции. Основана Л. Бреге и его братом Жаком в 1911 под название «Сосьете дез'ателье д'авиасьон Луи Бреге», указанное название с 1966. В 1936 фирма была почти полностью национализирована. В 1971 вошла в состав «Дассо-Бреге». В годы Первой мировой войны большими партиями выпускала разведчики и бомбардировщики, в том числе Bre 14 (создан в 1916, до конца войны построено 5,5 тысяч, всего около 8 тысяч, см. рис. в табл. VIII). Из продукции 20‑х гг. наиболее известны многоцелевой военный самолёт Bre 19 (первый полёт в 1922), разведчики Bre 270 и 271. В 30‑е гг. фирма создала пассажирский самолёт Bre 393 с тремя поршневыми двигателями (1931), летающую лодку Bre 521 (1933), истребители и бомбардировщики серии Bre 690, после Второй мировой войны — палубный самолёт Bre 1050 «Ализе» (1956), самолёт противолодочной обороны Bre 1150 «Атлантик» (1961), транспортный самолёт короткого взлёта и посадки Bre 941 (1961), истребитель-бомбардировщик «Ягуар» (1968, в составе консорциума «СЕПЕКАТ») и др.

Брилинг Николай Романович (1876—1961) — советский учёный в области механики, двигателестроения и теплотехники, член-корреспондент АН СССР (1953), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1946). Окончил Императорское техническое училище (1906; ныне Московский государственный технический университет), там же в 1907 защитил докторскую диссертацию и преподавал с 1908 (профессор с 1908). В 1911 опубликовал первый отечественный курс авиационных двигателей. Сконструировал ряд оригинальных двигателей. Был необоснованно репрессирован и в 1930—1933, находясь в заключении, работал в особом техбюро ОГПУ над новыми авиационными двигателями. Б. — один из организаторов Центрального института авиационного моторостроения, Московского авиационного института и ряда научно-исследовательских институтов. По предложению Б. была создана группа В. В. Уварова по теоретическим и экспериментальным исследованиям газовых турбин. Награжден 2 орденами Ленина, орденами Трудового Красного Знамени и «Знак Почёта», медалями.

Н. Р. Брилинг.

«Бристоль» (с 1910 British and Colonial Aeroplane Co Ltd; с 1920 Bristol Aeroplane Co Ltd) — самолёто- и вертолётостроительная фирма Великобритании. Основана в 1910, в 1961 её дочерняя компания (Bristol Aircraft Ltd), выпускавшая самолёты и управляемое оружие, вошла в состав фирмы «Бритиш эркрафт корпорейшен», вертолётостроительное отделение поглощено фирмой «Уэстленд». До конца Второй мировой войны выпускала главным образом военные самолеты, в том числе разведчик «Скаут» (первый полёт в 1914, см. рис. в табл. VII), истребители F.2 «Файтер» (1916, построено свыше 5100, см. рис. в табл. VII), «Бульдог» (1927), «Бофайтер» (1938, см. рис. в табл. XIX), бомбардировщики «Бленхейм» (1936), «Бофорт» (1938). «Бакингем» (1943), «Бриганд» (1944), военно-транспортный самолёт «Фрейтер» (1945). В 1949 построила опытный пассажирский самолёт на 100 мест «Брабазон» с восемью поршневыми двигателями, в 1952 — пассажирский самолёт «Британия» с четырьмя турбовинтовыми двигателями (построено 85). В 1947 создала свой первый вертолёт «Сикамор» с одним поршневым двигателем, в 1958 — вертолёт «Бельведер» с двумя газотурбинными двигателями.

«Бритиш Аэроспейс» (British Aerospace Public Ltd, BAe) — крупнейшая авиа-ракетно-космическая фирма Великобритании. Образована в 1977 в результате слияния фирм «Бритиш эркрафт корпорейшен», «Скоттиш авиэйшен» (Scottish Aviation) и авиаракетно-космических отделений концерна «Хокер Сидли». Продолжила выпуск и разработку самолётов вошедших в неё фирм (исходные обозначения продукции были заменены на BAe). Основные программы 80‑х гг.: производство боевого самолёт вертикального взлёта и посадки «Харриер» (1966, см. рис. в табл. XXXIV), его морской варианта «Си харриер» (1978, рис. 1) и усовершенствованной модели «Харриер» 2(1978, совместно с фирмой «Макдоннелл-Дуглас»), учебно-боевого самолёта «Хоук» (1974), истребителя-бомбардировщика «Хоук» 200 (1986), модификация самолётов противолодочной обороны «Нимрод» MR (1979—1984, рис. 2), создание экспериментального истребителя EAP (1986, рис. 3) и разработка на его основе перспективного истребителя EFA (в составе консорциума «Еврофактер»); выпуск гражданских самолётов BAe 748 (1960), BAe 125 (1962, рис. 4), «Джетстрим» 31 (1980), BAe 146 (1981, рис. в табл. XXXVIII), ATP (1986, рис. 5); участие в международных программах производства боевых самолётов «Торнадо» (в составе консорциума «Панавиа») и «Ягуар» (в составе консорциума «СЕПЕКАТ»), пассажирских самолётов A300, A310 и A320 (в составе консорциума «Эрбас индастри»); разработка и производство тактических управляемых ракет; участие в западноевропейских космических программах; разработка совместно с фирмой «Роллс-Ройс» проекта одноступенчатого воздушно-космического самолёта «Хотол». Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в табл. 1 и 2.

В. В. Беляев, М. А. Левин.

Рис. 1. Палубный самолёт вертикального взлёта и посадки «Си харриер» FRS-2.

Рис. 2. Самолёт противолодочной обороны «Нимрод» MR

Рис. 3. Экспериментальный истребитель EAP.

Рис. 4. Административный самолёт BAe 126-800.

Рис. 5. Пассажирский самолёт ATP.

Табл. 1 — Военные самолёты фирмы «Брнтиш аэроспейс»

Табл. 2 — Гражданские самолёты фирмы «Бритиш азроспейс»

«Бритиш Мидленд» (British Midland Airways) — авиакомпания Великобритании. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы. Основана в 1938, до 1953 называлась «Дерби авиэйшен», в 1982—1987 — «Манкс эрлайнс». В 1989 перевезла 3,25 миллиона пассажиров, пассажирооборот 1,29 миллиарда пассажиро-км (1988). Авиационный парк — 30 самолётов.

«Бритиш Эркрафт Корпорейшен», БАК (British Aircraft Corporation, BAC), — авиаракетно-космическая фирма Великобритании. Образована в 1960 в результате слияния авиационных фирм «Бристоль», «Виккерс», «Инглиш электрик» и (несколько позже) «Хантинг эркрафт», преобразованных в отделения. С 1964 вся продукция фирмы выпускалась под обозначением БАК. В 1977 вошла в состав фирмы «Бритиш аэроспейс». Из программ фирмы наиболее известны: истребитель-бомбардировщик «Ягуар» (1968, производство в составе консорциума «СЕПЕКАТ»), многоцелевой самолёт «Торнадо» (1974, в составе консорциума «Панавиа»), сверхзвуковой пассажирский самолёт «Конкорд» (1969, совместно с фирмой «Аэроспасьяль», см. рис. в табл. XXXV). Выпускались реактивный тренировочный самолёт «Джет провост» (1954) и его боевой вариант БАК 167«Страйкмастер» (1967), продолжалось производство истребителей «Лайтнинг», модифицировались бомбардировщики «Канберра». Серийно выпускались пассажирские самолёты БАК 111 (1963, см. рис. в табл. XXXIV), VC 10 (1962) и «Супер» VC 10 (1964). Фирма имела отделение, выпускавшее управляем ракеты. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

В. В. Беляев. М. А. Левин.

Табл. — Пассажирские самолеты фирмы «Бритиш эркарфт корпорейшен»

* Разработаны фирмой «Виккерс»

«Бритиш Эруйс» (British Airways) — авиакомпания Великобритании, одна из крупнейших в мире. Осуществляет перевозки в страны Европы, Азии, Африки. Образована в 1972 в результате слияния трёх ранее существовавших авиакомпаний. В 1989 перевезла 25,24 миллионов пассажиров, пассажирооборот 61,04 миллиарда пассажиро-км. Авиационный парк — 215 самолётов (включая 7 сверхзвуковых самолётов «Конкорд»).

броня авиационная — средство защиты членов экипажа и жизненно важных узлов боевых летательных аппаратов от поражающих средств воздушного и наземного оружия. Впервые Б. а. была применена в Италии в 1911. После Первой мировой войны проблемой бронирования самолётов занимались конструкторы американских и немецких фирм. Эти попытки носили частный характер и не привели к кардинальному решению проблемы: броня оказывалась либо слишком тяжёлой, либо малоэффективной. В 20‑х гг. авиаконструкторы США практически отказались от идеи бронирования самолётов. Новая попытка бронирования самолётов была предпринята в середин 30‑х гг., когда С. В. Ильюшин приступил к разработке бронированного штурмовика.

Опыт воздушных боёв середины 30‑х гг. показал, что возросшая огневая мощь истребителей обусловила значительные потери лётчиков, что потребовало их защиты, и к началу Второй мировой войны Б. а. в форме броневых спинок стала обязательным элементом боевых самолётов.

Важным этапом в истории Б. а. явилось создание С. Т. Кишкиным и Н. М. Скляровым гомогенной стальной брони марки АБ-1, сочетавшей высокую стойкость против пуль всех типов стрелкового оружия калибра 7,62 мм с весьма высокой технологичностью (закалка на воздухе и под штампом позволяла изготовлять детали двойной кривизны, сложных аэродинамических контуров). Используя свойства этой брони, Ильюшин создал штурмовик Ил-2 с цельно броневым фюзеляжем — «летающий танк», обеспечив практически полную его неуязвимость от стрелкового оружия того времени и в значительной степени от снарядов осколочного и фугасного действия.

Современная Б. а. рассматривается как элемент, повышающий боевую живучесть летательного аппарата. Различают следующие типы Б. а.: по конструктивному применению — входящая в силовую конструкцию и навесная (сюда же относятся и средства индивидуальной защиты членов экипажа — бронежилеты, броневые нагрудники, заголовники, шлемы); по типу поражающего средства — противопульная, противоснарядная, противоосколочная; последняя может быть двух типов: против элементов боевых частей ракет (упрощённо называемых осколками) и против собственно осколков, образующихся при действии поражающего средства на конструкцию летательного аппарата или на броню; по строению — монолитная (из цельной плиты) и составная (из набора отдельных плит); в тех случаях, когда в наборном парном пакете обусловлены определенное расстояние между плитами и свойства материалов (например, расстояние не менее длины снаряда и твёрдость лицевой плиты больше твёрдости материала снаряда при высокой вязкости тыльной плиты), Б. а. называется экранированной; при расстояниях между плитами в пакете больше двух длин снаряда (или другого поражающего средства) Б. а. относится к типу разнесённых боевых преград; по материалу — стальная, титановая, алюминиевая; при этом различается броня гомогенная, гетерогенная (цементованная, односторонне закалённая, односторонне отпущенная) и слоистая, то есть состоящая из двух или более слоев — (см. Многослойные металлические материалы); по размещению — наружная и внутренняя; стойкость последней определяется не только характеристикой самой брони, но и защитными свойствами обшивки и других элементов конструкции летательного аппарата, находящихся перед бронёй.

Н. М. Скляров.

«Бротенс Сафе» (Braathens SAFE A/S, Braathens South American and Far East Air Transport) — авиакомпания Норвегии. Осуществляет перевозки на внутренних авиалиниях и чартерные перевозки в страны Европы. Основана в 1946 для обслуживания дальневосточных маршрутов (до 1954). В 1989 перевезла 3,5 миллиона пассажиров, пассажирооборот 2,07 миллиарда пассажиро-км. Авиационный парк — 20 самолётов.

БС (Березина, синхронный) — крупнокалиберный (12,7 мм) авиационный синхронный пулемёт конструкции М. Е. Березина. Создан в 1939 и послужил базой для разработки широко распространённого авиационного пулемёта УБ.

Бугаев Борис Павлович (р. 1923) — советский государственный деятель, главный маршал авиации (1977), заслуженный пилот СССР (1967), дважды Герой Социалистического Труда (1966, 1983). Лётную подготовку получил в Актюбинской учебной авиаэскадрилье (1942). Окончил школу высшей лётной подготовки Гражданского воздушного флота (1948), Ленинградское высшее авиационное училище гражданской авиации (1966; ныне Академия гражданской авиации). Участник Великой Отечественной войны. Служил в авиаотряде, выполнявшем задания Центрального штаба партизанского движения Украины. После войны в гражданском воздушном флоте: командир корабля первой авиагруппы и отдельной Международной авиагруппы (1948—1956),командир отряда особого назначения (1957—1966), заместитель, первый заместитель министра гражданской авиации (1966—1970), министр гражданской авиации в 1970—1987, затем в группе генеральных инспекторов Министерства обороны СССР. Депутат Верховного Совета СССР в 1970—1989. Ленинская премия (1980), Государственная премия СССР (1972). Награждён 5 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1‑й степени, Красной Звезды, «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3‑й степени, «Знак Почёта», медалями. Бронзовый бюст в районном центре Маньковка Черкасской области.

Буземан (Busemarm) Адольф (1902—1986) — немецкий учёный в области газовой динамики. Научная деятельность началась в 1924 под руководством Л. Прандтля в Институте гидроаэродинамики кайзера Вильгельма (Геттинген, Германия). После окончания Второй мировой войны работал в США. Б. принадлежат труды по газовой динамике: исследования сверхзвукового конического течения в плоскости годографа; графической метод расчёта сверхзвуковых течений; теория тонкого профиля в сверхзвуковом потоке; расчёт давления при обтекании тел гиперзвуковым потоком (формула Ньютона—Буземана) и др. Выдвинул идею стреловидного крыла, предложил Буземана биплан. Выполнил большой цикл работ по оптимизации аэродинамических форм элементов летательного аппарата, исследованию траекторий орбитального полёта и входа летательного аппарата в атмосферу.

Соч.: Drücke auf kegelf{{ö}}rmige Spltzen bei Bewegung mit {{Ü}}berschallgeschwIndigkeit, «Zeitschrift f{{ü}}r Angewandte Mathematik und Mechanik». 1929, Bd 9, № 6.

Буземана биплан (по имени А. Буземана) — биплан, специальной конструкции, имеющий при малом угле атаки в сверхзвуковом потоке те же значения подъёмной силы и волнового сопротивления, что и плоская пластина. Б. б. состоит из двух тонких профилей (см. рис.) причём распределение их толщины подбирается так, чтобы в результате взаимодействия образующихся волн сжатия (или слабых скачков уплотнения) и волн разрежения поток на выходе из образуемого профилями «канала» имел ту же по модулю и направлению скорость, что и на входе. Согласно импульсов теореме, суммарное воздействие на биплан со стороны потока в этой канале равно нулю. Внешние поверхности профилей, являющиеся параллельными плоскостями, обтекаются как верхние и нижние поверхности плоской пластины под малым углом атаки и определяют в соответствии со сказанным выше аэродинамические характеристики биплана. Б. б. даёт пример полезной интерференции аэродинамической, так как его волновое сопротивление меньше суммы сопротивлений составляющих профилей. Как и пластина, он имеет при заданной подъёмной силе минимальное сопротивление, но в отличие от неё несущие элементы биплана имеют некоторую толщину, что предпочтительнее с конструктивной точки зрения. Практическое использование Б. б. затруднительно, так как теоретическая схема соответствует фиксированным значениям угла атаки и Маха числа набегающего потока, а с увеличением отклонения от расчётного режима её эффективность падает.

Лит.: Феррн А., Аэродинамика сверхзвуковых течений, пер. с англ, М., 1953.

В. Н. Голубкин.

Обтекание биплана Буземана: 1 — линия тока; 2 — скачок уплотнения; 3 — волна разрежения.

«Буран» — советский крылатый орбитальный корабль многоразового использования. Предназначен для выведения на орбиту вокруг Земли различных космических объектов и их обслуживания; доставки элементов (модулей) и персонала для сборки на орбите крупногабаритных сооружений (радиотелескопов, антенных систем и т. п.) и межпланетных комплексов; возврата на Землю неисправных или выработавших свой ресурс спутников; освоения оборудования и технологий космического производства и доставки продукции на Землю; выполнения другие грузопассажирских перевозок по маршруту Земля — космос — Земля.

Внешняя конфигурация. Орбитальный корабль (ОК) «Б.» выполнен по самолётной схеме: это «бесхвостка» с низкорасположенным треугольным крылом двойной стреловидности по передней кромке; аэродинамические органы управления включают элевоны, балансировочный щиток, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, и руль направления, который, «расщепляясь» по задней кромке, выполняет также функции воздушного тормоза; посадку «по-самолётному» обеспечивает трёхопорное (с носовым колесом) выпускающееся шасси.

Внутренняя компоновка, конструкция. В носовой части «Б.» (рис. 1) расположены герметичная вставная кабина объёмом 73 м³ для экипажа (2—4 человек) и пассажиров (до 6 человек), отсеки бортового оборудования и носовой блок двигателей управления. Среднюю часть занимает грузовой отсек с открывающимися вверх створками, в котором размещаются манипуляторы для выполнения погрузочно-разгрузочных и монтажно-сборочных работ и различных операций по обслуживанию космических объектов. Под грузовым отсеком расположены агрегаты систем энергоснабжения и обеспечения температурного режима. В хвостовом отсеке установлены агрегаты двигательной установки, топливные баки, агрегаты гидросистемы.

В конструкции «Б.» использованы алюминиевый сплавы, титан, сталь и другие материалы. Чтобы противостоять аэродинамическому нагреванию при спуске с орбиты, внешняя поверхность ОК имеет теплозащитное покрытие, рассчитанное на многоразовое использование. На менее подверженную нагреву верхнюю поверхность устанавливается гибкая теплозащита, а другие поверхности покрыты теплозащитными плитками, изготовленными на основе волокон кварца и выдерживающими температуру до 1300{{°}}С. В особо теплонапряженных зонах (в носках фюзеляжа и крыла, где температура достигает 1500—1600{{°}}С) применён композиционный материал типа углерод-углерод. Этап наиболее интенсивного нагревания ОК сопровождается образованием вокруг него слоя воздушной плазмы, однако конструкция ОК не прогревается к концу полета более чем до 160{{°}}С. Каждая из 36000 плиток имеет конкретное место установки, обусловленное теоретическими обводами корпуса ОК. Для снижения тепловых нагрузок выбраны также большие значения радиусов затупления носков крыла и фюзеляжа. Расчётный ресурс конструкции — 100 орбит, полётов.

Двигательная установка и бортовое оборудование. Объединённая двигательная установка (ОДУ) обеспечивает довыведение ОК на опорную орбиту, выполнение межорбитальных переходов, точное маневрирование вблизи обслуживаемых орбитальных комплексов, ориентацию и стабилизацию ОК, его торможение для схода с орбиты. ОДУ состоит из двух двигателей орбитального маневрирования, работающих на углеводородном горючем и жидком кислороде, и 46 двигателей газодинамического управления, сгруппированных в три блока (один носовой блок и два хвостовых). Более 50 бортовых систем, включающих радиотехнический, ТВ и телеметрический комплексы, системы жизнеобеспечения, терморегулирования, навигации, энергоснабжения и др., объединены на основе электронно-вычислительной машины в единый бортовой комплекс, который обеспечивает продолжительность пребывания «Б.» на орбите до 30 суток. Теплота, выделяемая бортовым оборудованием, с помощью теплоносителя подводится к радиационным теплообменникам, установленным на внутренней стороне створок грузового отсека, и излучается в окружающее пространство (в полёте на орбите створки открыты).

Геометрические и весовые характеристики. Длина «Б.» составляет 36,4 м, высота 16,5 м (при выпущенном шасси), размах крыла около 24 м, площадь крыла 250 м²; ширина фюзеляжа 5,6 м, высота 6,2 м; диаметр грузового отсека 4,6 м, его длина 18 м. Стартовая масса ОК до 105 т, масса груза, доставляемого на орбиту, до 30 т. возвращаемого с орбиты — до 15 т. Максимальный запас топлива до 14 т.

Большие габаритные размеры «Б.» затрудняют использование наземных средств транспортировки, поэтому на космодром он (так же, как и блоки ракеты-носителя) доставляется по воздуху модифицированным для этих целей самолётом ВМ-Т (рис. 2) Экспериментальным машиностронтельным заводом имени В. М. Мясищева (при этом с «Б.» снимается киль и масса доводится до 50 т) или многоцелевым транспортным самолётом Ан-225 в полностью собранном виде. (См. рис. к статье Грузовой летательный аппарат.)

Выведение на орбиту. Запуск «Б.» осуществляется с помощью универсальной двухступенчатой ракеты-носителя «Энергия», к центральному блоку которой крепится пирозамками ОК (рис. 3 и 4). Двигатели первой и второй ступеней ракеты-носителя запускаются практически одновременно и развивают суммарную тягу 34840 кН при стартовой массе ракеты-носителя с «Б.» около 2400 т (из них около 90% составляет топливо). В первом испытательном запуске беспилотного варианта ОК, состоявшемся на космодроме Байконур 15 ноября 1988, ракета-носитель «Энергия» вывела ОК за 476 с на высоту около 150 км (блоки первой ступени ракеты-носителя отделились на 146‑й с на высоте 52 км). После отделения ОК от второй ступени ракеты-носителя был осуществлён двухкратный запуск его двигателей, что обеспечило необходимый прирост скорости до достижения первой космической и выход на опорную круговую орбиту (схема полёта ОК «Б.» показана на рис. 5). Расчётная высота опорной орбиты «Б.» составляет 250 км (при грузе 30 т и заправке топливом 8 т). В первом полёте «Б.» был выведен на орбиту высотой 250,7/260,2 км (наклон орбиты 51,6{{°}}) с периодом обращения 89,5 мин. При заправке топливом в количестве 14 т возможен переход на орбиту высотой 450 км с грузом 27 т.

При отказе на этапе выведения одного из маршевых жидкостных ракетных двигателей первой или второй ступени ракеты-носителя её электронно-вычислительная машина «выбирает» в зависимости от набранной высоты либо варианты выведения ОК на низкую орбиту или на одновитковую траекторию полёта с последующей посадкой на одном из запасных аэродромов, либо вариант выведения ракеты-носителя с ОК на траекторию возврата в район старта с последующим отделением ОК и посадкой его на основной аэродром. При нормальном запуске ОК вторая ступень ракеты-носителя, конечная скорость которой меньше первой космической, продолжает полёт по баллистической траектории до падения в Тихий океан.

Возвращение с орбиты. Для схода с орбиты ОК разворачивается двигателями газодинамического управления на 180{{°}} (хвостом вперёд), после чего на непродолжительное время включаются основные жидкостные ракетные двигатели и сообщают ему необходимый тормозной импульс. ОК переходит на траекторию спуска, снова разворачивается на 180{{°}} (носом вперёд) и выполняет планирование с большим углом атаки. До высоты 20 км осуществляется совместное газодинамическое и аэродинамическое управление, а на заключительном этапе полёта используются только аэродинамические органы управления. Аэродинамическая схема «Б.» обеспечивает ему достаточно высокое аэродинамическое качество, позволяющее осуществить управляемый планирующий спуск, выполнить на трассе спуска боковой манёвр протяжённостью до 2000 км для выхода в зону аэродрома посадки, произвести необходимое предпосадочное маневрирование и совершить посадку на аэродром. В то же время конфигурация летательного аппарата и принятая траектория спуска (крутизна планирования) позволяют аэродинамическим торможением погасить скорость ОК от близкой к орбитальной до посадочной, равной 300—360 км/ч. Длина пробега составляет 1100—1900 м, на пробеге используется тормозной парашют. Для расширения эксплуатационных возможностей «Б.» предусматривалось использование трёх штатных аэродромов посадки (на космодроме, а также в восточной и западный частях страны). Комплекс радио-технических средств аэродрома создаёт радионавигационное и радиолокационное поля (радиус последнего около 500 км), обеспечивающие дальнее обнаружение ОК, его выведение к аэродрому и всепогодную высокоточную (в том числе автоматическую) посадку на взлётно-посадочную полосу.

Первый испытательный полёт беспилотного варианта ОК завершился после выполнения немногим более двух витков вокруг Земли успешной автоматической посадкой (рис. 6) на аэродром в районе космодрома. Тормозной импульс был дан на высоте H  =  250 км, на расстоянии около 20000 км от аэродрома приземления, боковая дальность на трассе спуска составила около 550 км, отклонение от расчётной точки касания на взлётно-посадочной полосе оказалось равным 15 м в продольном направлении и 3 м от оси полосы (рис. 7).

Проектные разработки воздушно-космического летательного аппарата в СССР впервые выполнены в опытном конструкторском бюро А. И. Микояна в начале 60‑х гг. и были связаны с системой, в которой крылатыми летательными аппаратами были и гиперзвуковой самолёт-разгонщик и орбитальная ступень. Разработка ОК «Б.», для которого был принят ракетный метод выведения, продолжалась более 10 лет. Первому запуску предшествовал большой объём научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по созданию ОК и его систем с обширными теоретическими и экспериментальными исследованиями по определению аэродинамических, акустических, теплофизических, прочностных и другие характеристик ОК (рис. 8 и 9), моделированием работы систем и динамики полёта ОК на полноразмерном стенде оборудования и на пилотажных стендах, разработкой новых материалов, отработкой методов и средств автоматической посадки на самолётах — летающих лабораториях, лётными испытаниями в атмосфере пилотируемого самолёта-аналога (в моторном варианте), натурными испытаниями теплозащиты на экспериментальных аппаратах, выводившихся на орбиту и возвращаемых с неё методом аэродинамического спуска, и т. д.

Программа ОК «Б.» потребовала реализации большого числа новых технологий, ставших достоянием различных отраслей народного хозяйства страны. Разработанные для «Б.» около 30 новых материалов (термостойких, высокопрочных, композитов), элементы автоматизированной системы обеспечения качества, новые методы неразрушающего контроля и другие нововведения способствуют решению задач повышения технического уровня и надёжности машиностроительной продукции. Высокоточная система автоматической посадки ОК «Б.» открывает реальные пути к достижению требующейся всепогодности эксплуатации пассажирских воздушных судов. Уникальные экспериментальные установки, использовавшиеся для наземной отработки бортовых систем и высоконагруженной. конструкции «Б.», будут играть важную роль при создании перспективных летательных аппаратов различных классов.

К. К. Васильченко. Г. Е. Лозино-Лозинский, Г. П. Свищёв.

Рис. 1. Компоновка орбитального корабля «Буран»: 1, 14 — двигатели управления; 2, 4, 6, 22 — приборные отсеки; 3 — модуль кабины; 5 — система аварийного спасения; 7 — командный отсек; 8 — модуль командных приборов; 9 — грузовой отсек; 10 — блок испытательной аппаратуры; 11 — вспомогательная силовая установка; 12 — руль направления — воздушный тормоз; 13 — тормозной парашют; 15 — бак горючего, 16 — балансировочный щиток; 17 — базовый блок объединённой двигательной установки; 18, 21 — узлы стыковки с ракетой-носителем; 19 — бак окислителя; 20 — створки грузового отсека; 23 — бытовой отсек; 24 — агрегатный отсек; 25 — агрегат терморегулирования.

Рис. 2. Транспортировка орбитального корабля «Буран» (со снятым килем) самолётом ВМ-Т.

Рис. 3. Ракета-носитель «Энергия» и орбитальный корабль «Буран» на транспортно-установочном агрегате.

Рис. 4. Ракета-носитель «Энергия» и орбитальный корабль «Буран» на стартовом комплексе.

Рис. 5. Схема полёта орбитального корабля «Буран»: 1 — старт; 2 — отделение блоков первой ступени ракеты-носителя; 3 —выключение двигателей второй ступени ракеты-носителя; 4 — отделение орбитального корабля; 5 — первый импульс довыведения из опорную орбиту и полёт орбитального корабля по переходной орбите; 6 — выход на опорную орбиту; 7 — тормозной импульс и сход с орбиты; 8 — планирующий спуск и посадка.

Рис. 6. Орбитальный корабль «Буран» на посадке.

Рис. 7. Схема спуска (а), предпосадочного манёвра (б) и посадки (в) орбитального корабля «Буран».

Рис. 8. Теплопрочностная вакуумная камера для испытании теплозащиты орбитального корабля «Буран».

Рис. 9. Модель орбитального корабля «Буран» в аэродинамической трубе.

бустер (английское booster, от boost — поднимать, повышать давление, напряжение) в авиации — устаревшее название рулевого привода.

бустерное управление — условное название систем управления летательным аппаратом, в которых для отклонения органов управления (ОУ) используются бустеры (см. Рулевой привод). Появление и развитие Б. у. обусловлено тем, что с ростом скоростей полёта и увеличением массы (размеров) летательных аппаратов увеличиваются аэродинамические шарнирные моменты M_ш аэр, для их преодоления требуются значительные усилия и мощности, тогда как средствами аэродинамической компенсации и сервокомпенсации. уменьшить их до приемлемого для лётчика уровня удаётся не всегда. В авиации известны системы Б. у. трех типов: обратимое Б. у. (ОБУ) и необратимое Б. у. (НБУ) с переходом на непосредственно ручное управление (НРУ) и НБУ без перехода на НРУ.

В системе обратимого Б. у. (рис. 1) аэродинамический шарнирный момент воспринимается одновременно и лётчиком, и рулевым приводом (РП), При этом любые воздействия лётчика на рычаг управления (РУ) вызывают противодействие (отсюда название системы) со стороны ОУ. В состав ОБУ кроме РП обычно включают устройства, обеспечивающие переход на НРУ при отказе ОБУ, а для снятия усилий на РУ при длительном полёте в установившемся режиме используют аэродинамические триммеры. Одной из основных характеристик системы ОБУ является коэффициент обратимости К_обр, равный отношению момента, воспринимаемого лётчиком, к полному М_ш аэр. Значения этого коэффициент лежат в пределах 0 < К_обр < 1. При К_обр = 1 лётчик воспринимает весь М_{ш аэр}, и таким образом имеет место НРУ, при К_обр = 0 весь шарнирный момент воспринимается РП — для схемы на рис. 1 K_обр = ad/[(c + d) (а + b)].

По сравнению с другие системами ОБУ обладает рядом преимуществ; отсутствует необходимость в применении устройств рычагов управления загрузки, поскольку часть М_ш аэр воспринимается лётчиком, и это даёт ему необходимое чувство управления летательным аппаратом; относительная простота перехода на НРУ в случае отказа ОБУ, благодаря чему достигается высокая безопасность полёта при недостаточно надёжном ОБУ, хотя при этом после перехода на НРУ управление летательным аппаратом будет осуществляться с повышенными усилиями. Однако системы ОБУ не нашли широкого применения в авиации по следующим причинам. Коэффициент К_обр который определяет снижение уровня усилий от М_ш аэр, не может быть принят малым, так как при отказе ОБУ лётчик должен будет преодолевать полный М_ш аэр, что ограничивается его физическими возможностями. Кроме того, адаптация лётчика от малых усилий к большим может оказаться невозможной. По этим соображениям К_обр обычно принимается умеренным, примерно равным 0,3. В случае появления по каким-либо причинам перекомпенсации, приводящей к смене знака усилий, система ОБУ вообще неработоспособна. При отказе ОБУ должна осуществляться «окольцовка» полостей привода, чтобы отказавший привод не препятствовал управлению, и фиксация золотника привода, чтобы исключить люфт в проводке управления. Но при этом даже в отключенном состоянии привод будет создавать дополнительное к усилию от М_ш аэр усилие от сил трения и демпфирования в проводке. В ОБУ практически исключается возможность применения автоматических устройств для улучшения характеристик устойчивости и управляемости летательного аппарата. Эти устройства включаются в проводку управления по так называем дифференциальной схеме (последовательно), поэтому при их работе в ОБУ будет иметь место «отдача» на РУ; это недопустимо как с точки зрения функционирования самих автоматических устройств, так и управления летательного аппаратом лётчиком.

В системе необратимого Б. у. без перехода на НРУ М_ш аэр полностью воспринимается РП (рис. 2). Так как в данном случае между лётчиком и М_ш аэр отсутствует непосредственное взаимодействие, то для появления у лётчика чувства управления летательным аппаратом в системе НБУ необходимо применение искусственной загрузки РУ. Усилие на РУ от загрузочного устройства на установившихся режимах полёта снимается с помощью так называемого механизма триммерного эффекта, и лётчик в основном затрачивает усилия только на преодоление сил, создаваемых загрузочным устройством, трением в проводке управления и золотниках приводов. Переход к системе НБУ явился наиболее значительным шагом в развитии систем управления летательным аппаратом, так как применение НБУ позволило: обеспечить малые усилия управления летательным аппаратом лётчиком во всём диапазоне режимов полёта независимо от значений М_ш аэр; получить возможность применения различных автоматических устройств, используемых для обеспечения заданных характеристик устойчивости и управляемости летательного аппарата; применить на ОУ конструктивную компенсацию, которая приводит к повышению аэродинамического качества, или использовать ОУ вообще без компенсации; обеспечить противофлаттерные характеристики ОУ без дополнительных грузов с помощью РП, что даёт снижение массы конструкции. Одна из главных проблем создания системы НБУ без перехода на НРУ — обеспечение её высокой надёжности, по крайней мере, на уровне надёжности механических систем управления.

Система необратимого Б. у. с переходом на НРУ. Этот тип системы управления (рис. 3) фактически представляет собой комбинацию двух типов систем управления, которые поочерёдно используются в зависимости от состояния системы управления. При этом основной системой в рамках этой структуры является система НБУ, а резервной — НРУ, на которое осуществляется автоматический переход в случае отказа НБУ. Такая система содержит все элементы, присущие как НБУ, так и НРУ (РП с устройствами перехода на НРУ, загрузочное устройство, аэродинамический триммер, механизм триммерного эффекта и др.).

Поэтому на летательном аппарате должны отрабатываться две разнотипные системы управления, и при этом необходимо обеспечить надёжный и безударный переход с НБУ на НРУ (см. Совмещённое управление). В связи с этим механизмы системы НБУ (РП, загрузочное устройство) должны быть оборудованы надежными средствами их отключения при переходе на НРУ. Если же в систему НБУ входят устройства автоматизации управления (например, демпферы), то и они при переходе на НРУ должны отключаться. При этом все отключения должны осуществляться синхронно. Эксплуатационные возможности летательного аппарата, оборудованного НБУ с переходом на НРУ, ограничиваются по условиям безопасности областью режимов полета, в которой летательный аппарат может безопасно эксплуатироваться прежде всего на НРУ. В системах ОБУ и НБУ с переходом на НРУ основной вклад, в обеспечение надёжного управления вносит система НРУ как наиболее отработанная. Надёжность НБУ без перехода на НРУ достигается в основном за счёт многократного резервирования РП и их систем питания. Резервирование позволяет сохранить работоспособность системы после двух и более отказов её основных элементов; в существующих системах получен высокий уровень надёжности НБУ (вероятность отказа менее 1*10^-9 на 1 ч полёта). Это позволило успешно применять НБУ не только на военных самолётах, снабженных средствами спасения экипажа, но и на пассажирских самолётах (Ту-154, Ил-86 и др.).

Б. Я. Бочаров.

Рис. 1. Структурная схема обратимого бустерного управления: 1 — рычаг управления; 2 — рулевой привод с устройством окольцовывания 3; 4 — орган управления; 5 — триммер; 6 — цепь управления триммером; 7 — гидравлическая система.

Рис. 2. Структурная схема необратимого буферного управления без перехода на ручное управление: 1 — рычаг управления; 2 — рулевой привод; 3 —орган управления; 4 — гидравлическая система; 5 — устройство загрузки рычага управления; 6 — механизм триммерного эффекта; 7 — цепь управления механизмом.

Рис. 3. Структурная схема необратимого бустерного управления с переходом на непосредственно ручное управление: 1 — рычаг управления; 2 — кнопка управления триммером в режиме непосредственного ручного управления; 3 — цепь автоматического управления триммером в режиме необратимого бустерного управления; 4 — рулевой привод с устройством окольцовывания 5; 6 — орган управления; 7 — триммер; 8 — гидравлическая система; 9 — устройство загрузки рычага управления; 10 — устройство отключения загрузки рычага управления; 11 — механизм триммерного эффекта и цепь 12 управления этим механизмом в режиме необратимого бустерного управления.

Бухгольц Бенедикт Львович (1900—1933) — советский военный лётчик, лётчик-испытатель. Окончил Бакинский филиал Военно-теоретической школы авиации в Петрограде (1922). В 1920 добровольно поступил в Красную Армию. Окончил Качинскую школу военных лётчиков (1923), а потом Высшую школу военных лётчиков в Москве. В 1924—1925 Б. — военный лётчик-инструктор школы морской лётчиков в Севастополе. Участвовал в разработке методического учебного пособия по самолёту У-1, которое легло в основу курса лётной подготовки, а также впервые выполнил сложный эксперимент в воздухе по определению эффективного способа вывода из штопора летающей лодки «Савойя-16». В 1926 переведён в строевую часть морской авиации, а в 1929 стал лётчиком-испытателем. В 1929—33 принял участие в испытаниях самолётов П-2, И-5, И-7, ДИ-4, ТШ-1, АИР-2с, МБР-2, МДР-2 и МДР-3. Погиб при перегонке с Чёрного моря на Дальний Восток гидросамолёта «Савойя-55;».

Б. Л. Бухгольц.

Бэрд, Бёрд (Byrd) Ричард Эвелин (1888—1957) — американский полярный исследователь, летчик, адмирал. Окончил Военно-морскую академию в США (1912), авиационную школу (1918). В 1918 командовал двумя авиабазами американского военно-морского флота в Канаде. В 1930 вышел в отставку в чине контр-адмирала, в 1941—1945 снова на военной службе. Летом 1925 руководил авиагруппой в арктической экспедиции. В 1926 вместе с пилотом Ф. Беннеттом совершил полёт на самолёте в район Северного полюса. Руководил четырьмя американскими антарктическими экспедициями (в 1928—1930, 1933—1935, 1939—1941 и 1946—1947), которые провели аэрофотосъёмку, географические, геологические, метеорологические и сейсмологические исследования. Во время первой из них, в 1929, возглавил экипаж самолёта, выполнивший полёт к Южному полюсу. См. статью Перелёты.

Р. Э. Бэрд.

Бюшгенс Георгий Сергеевич (р. 1916) — советский учёный в области механики, академик АН СССР (1981; член-корреспондент 1966), профессор (1963). Герой Социалистического Труда (1974). По окончании Московского авиационного института (1940) работает в Центральном аэрогидродинамическом институте (инженер, начальник отдела, лаборатории, заместитель начальник Центрального аэрогидродинамического института), С 1982 заведующий кафедрой в Московском физико-техническом институте. Возглавляет работы в области устойчивости, управляемости, динамики и аэродинамики летательных аппаратов, сочетает теоретические исследования с решением практических задач создания летательных аппаратов. Б. разработаны и внедрены в практику расчётные инженерные методы анализа динамики самолётов, их устойчивости и управляемости при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полёта, исследованы вопросы рациональной автоматизации управления самолётом; на основе теоретических исследований выявлен ряд особенностей динамики сверхзвуковых самолётов. Широко используются в практике предложенные Б. критерии качества переходных процессов в продольном и боковом движении летательного аппарат. Премия имени Н. Е. Жуковского (1979). Ленинская премия (1961). Награжден 3 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения, М. 1979; Динамика самолета. Пространственное движение, М., 1983 (обе совместно с Р. В. Студневым).

Г. С. Бюшгенс.