Титановые сплавы. В промышленных масштабах лёгкие Т. с. начали применять в авиастроении в 50-х гг. Эти сплавы обладают высокой прочностью в широком интервале температур — от криогенных (—250{{°}}С) до умеренно высоких (300—600{{°}}С) — и отличной коррозионной стойкостью.

Т. с. получают путём легирования титана следующими элементами (в скобках указана максимальная для промышленных сплавов массовая концентрация легирующей добавки, %): алюминием (8), ванадием (16), молибденом (30), марганцем (8), оловом (13), цирконием (10), хромом (10), медью (3), железом (5), вольфрамом (5), кремнием (0,5), реже ниобием (25), танталом (5); как микродобавки применяются палладий (0,2) — для повышения коррозионной стойкости и бор (0,01) — для измельчения зерна. Легирующие добавки имеют различную растворимость в {{α}}- и {{β}}-титане и изменяют температуру {{α↔β}} οревращения. Большинство добавок (кроме алюминия, олова и циркония) понижают температуру аллотропического превращения титана, расширяют область существования {{β}}-модификации. Алюминий повышает температуру превращения, расширяет область существования {{α}}-модификации. Олово и цирконий мало влияют на эту температуру и называются нейтральными упрочнителями.

В зависимости от характера легирования Т. с. могут иметь структуру {{α}}-титана, {{β}}-титана или, чаще всего, являются двухфазными с различным соотношением {{α}}- и {{β}}-фаз. Это соотношение может изменяться в зависимости от термической обработки, обеспечивающей двухфазным сплавам очень высокие прочностные характеристики. {{α}}-сплавы хорошо свариваются, но не упрочняются термической обработкой. {{β}}-сплавы имеют высокую технологическую пластичность и выдерживают значительную деформацию при комнатной температуре (что особенно важно для изготовления деталей из листового материала), хорошо свариваются. Недостатки их — повышенная плотность из-за высокого содержания тяжёлых легирующих добавок (до 25%) и сравнительно невысокая жаропрочность. Двухфазные термически упрочняемые Т. с. сочетают достоинства {{α}}- и {{β}}-сплавов, не имея их недостатков.

К сплавам на основе {{α}}-титана относятся ВТ5Л (для фасонного литья), ВТ5-1 (в основном для листов) и ВТ20 (для листов и поковок), а также листовые сплавы ОТ4-0, ОТ4-1 и ОТ4. Близок к {{α}}-сплавам универсальный сплав ВТ6, из которого изготовляются все виды полуфабрикатов. Сплав ВТ6 содержит некоторое количество {{β}}-модификации, и поэтому его прочность можно повысить на 15—20% путём термической обработки. К сплавам на основе {{α}}-титана относится и наиболее жаропрочный сплав ВТ16 (предел прочности 950—1150 МПа), применяемый для изготовления штамповкой деталей компрессоров ГТД. Из двухфазных сплавов наибольшее распространение имеют жаропрочные сплавы ВТ3-1, ВТ8, ВТ9, ВТ25 и высокопрочные термически упрочняемые сплавы ВТ22, ВТ23 (для крупных нагруженных штампованных изделий, а сплав ВТ23 и для высокопрочных листов), ВТ 14.

Из сплавов на основе {{β}}-титана следует отметить листовой высокопрочный сплав ВТ15 и сплав ВТ30 с высокой технологической пластичностью, применяемый для крепежа и некоторых листовых деталей.

Лит.: Глазунов С. Г., Моисеев В. Н., Конструкционные титановые сплавы, М., 1974; Солонина О. П., Глазунов С. Г., Жаропрочные титановые сплавы, М., 1976; Металлография титановых сплавов, М., 1980.

С. Г. Глазунов.

Тищенко Марат Николаевич (р. 1931) — советский авиаконструктор, член-корреспондент АН СССР (1987), Герой Социалистического Труда (1982). Окончил маи (1956). Увлекался авиамоделизмом. Ему принадлежит впервые утверждённый ФАИ официальный рекорд продолжительности полёта модели вертолёта (1954). С 1956 в ОКБ М. Л. Миля, с 1970 главный конструктор этого ОКБ, в 1981—92 генеральный конструктор. В 1985—87 заведующий кафедрой МАИ (профессор с 1985). Принимал участие в создании вертолётов Ми-2, Ми-6, Ми-8, В-12 (Ми-12) и др. Разработал метод расчёта аэродинамических характеристик несущего винта с учётом нелинейных характеристик профиля с использованием лопастной вихревой теории, что позволило создать более совершенные методы расчета лётных данных вертолётов. Под руководством Т. созданы транспортный вертолёт большой грузоподъемности Ми-26, боевой вертолёт Ми-28, спортивный вертолёт Ми-34 и др. Т. разработаны усовершенствованные методы выбора оптимальных параметров проектируемых вертолётов, аэродинамических и прочностных расчётов. Ленинская премия (1976). Награждён 2 орденами Ленина, медалями, а также иностранными орденами. См. ст. Ми.

Соч.: Вертолеты. Выбор параметров при проектировании, М., 1976 (совм. с А. В. Некрасовым и А. С. Радиным).

М. Н. Тищенко.

Токийская конвенция 1963 о преступлениях и некоторых других действиях, совершённых на борту воздушного судна. На 1 января 1990 участниками конвенции являлись 138 государств (СССР с 1988). Т. к. 1963 применяется в отношении уголовных преступлений (кража, убийство, провоз наркотиков и т. п.) и действий, которые независимо от того, являются они преступлениями или нет, могут угрожать или угрожают безопасности воздушного судна либо находящихся на его борту лиц и имущества, а также в отношении действий, которые угрожают поддержанию должного порядка и дисциплины на борту. Согласно конвенции командир воздушного судна самостоятельно решает в соответствии с законодательством страны регистрации воздушного судна, совершено на борту уголовное преступление или нет. Конвенция определяет принципы установления государствами юрисдикции в отношении указанных актов при сохранении в качестве основной юрисдикции страны регистрации воздушного судна.

Т. к. 1963 обязывает государства разрешать командиру высадку на их территории соответствующих лиц, заключать их под стражу и принимать другие меры, обеспечивающие их задержание, производить предварительное расследование. Эти меры должны применяться в течение периода, разумно необходимого для того, чтобы предпринять уголовно-процессуальные действия или действия по выдаче таких лиц другому государству. Государство, заключившее лицо под стражу, немедленно уведомляет государство регистрации воздушного судна и государство, гражданином которого является задержанное лицо, о факте и причинах задержания и о намерении осуществить свою юрисдикцию. Конвенция предусматривает ряд процессуальных норм, касающихся обращения с задержанным лицом и его права на вылет из страны, если государство места высадки его не принимает. Конвенция не содержит нормы, обязывающей выдачу.

Т. к 1963 — единственный международный документ, содержащий специальную главу о полномочиях командира воздушного судна по принятию мер принуждения в отношении любого лица, если у командира есть разумные основания полагать, что оно совершило или готовится совершить указанное выше преступление или действие. Это обусловливается необходимостью обеспечения безопасности воздушного судна, лиц или имущества на нём, поддержания должного порядка и дисциплины на борту либо обеспечения возможности передать лицо компетентным властям или высадить его. Командир может также потребовать или разрешить помощь других членов экипажа и просить (разрешать), но не требовать помощи пассажиров для принуждения предполагаемого преступника. Члены экипажа и пассажиры могут самостоятельно принять определённые меры без разрешения, если они имеют разумные основания полагать, что такие действия необходимы для обеспечения безопасности воздушного судна, лиц и имущества на борту. Конвенция определяет также сферу действия обязательств и прав государств и командира воздушного судна во времени и пространстве.

Лит.: Международное воздушное право, кн. 1, М., 1980.

Ю. Н. Малеев.

Токсикология авиационная (от греч. toxik{{ó}}n — яд и l{{ó}}gos — учение) — раздел токсикологии, изучающий токсические свойства и степень опасности для человека различных материалов, применяемых в авиации. К токсически опасным веществам относятся топлива, смазочные масла, жидкости для гидросистем, конструкционные полимерные материалы, продукты их термоокислительные разложения и др. Систематический контакт с этими материалами при определённых условиях эксплуатации авиационной техники может вызвать различные заболевания у инженерно-технического персонала, а при попадании в кабину ЛА явиться причиной снижения работоспособности членов экипажа и привести к аварийной ситуации.

Основные задачи Т. а.: проведение идентификации и определение количества токсичных веществ, которые могут поступать в кабину ЛА и помещения, где работает обслуживающий инженерно-технический персонал, с целью выявления источников их выделения; определение зависимости между количеством газовыделений и конструктивными дефектами машин и условиями их эксплуатации; изучение влияния некоторых условий полёта на загрязнённость воздуха кабин ЛА; исследования полимерных материалов с целью отбора таких, которые при повседневной эксплуатации авиационной техники и оборудования, а также в случае пожара не становятся источниками выделения в кабину ЛА высокотоксичных соединений (цианидов, хлор- и фторсодержащих химических агентов и др.); разработка профилактических мероприятий, направленных на предупреждение острых и хронических интоксикаций лётного состава и инженерно-технического персонала.

Становление Т. а. относится к 30-м гг., когда были развёрнуты исследования влияния оксида углерода на состояние лётчиков в полёте. В 50-е гг. совершенствовались методы определения загрязнённости кабин ЛА парами авиационных топлив и смазочных масел, продуктами их разложения. С конца 70-х — начала 80-х гг. разрабатываются и совершенствуются методы отбора проб воздуха в кабинах ЛА, определения в них содержания химических агентов, изучается токсичность топлив, масел, рабочих жидкостей и т. п. и их действие с учётом различных факторов обитания в кабинах ЛА; разрабатываются принципы и методы оценки многокомпонентных парогазоаэрозольных смесей и некоторые вопросы их гигиенического регламентирования. Большой вклад в развитие Т. а. внесли советские учёные Н. М. Добротворский, В. В. Андреев, В. А. Спасский, Ф. Г. Кротков, А. В. Демидов, В. А. Адамов и др. В области Т. а. известны труды немецких учёных X. Дирингсхофена, X. Хартмана, американских врачей Г. Армстронга, Е. Конччи, Г. Китцеса, польского токсиколога В. Свенцицкого и др.

В Т. а. используются методы экспериментальной патологии, фармакологии, биохимии и психофизиологии, а также специальные методы токсикологических исследований (например, токсикометрия). Т. а. неразрывно связана с авиационной гигиеной, клиническими исследованиями профессиональных болезней, судебной медициной и др. разделами авиационной медицины.

Лит.: Токсикология в авиации, в кн.: Авиационная медицина, М., 1986.

В. В. Кустов, В. И. Белкин.

Толкающий винт — воздушный винт, расположенный на ЛА за двигателем в хвостовой части фюзеляжа или гондолы двигателя. В силу этого Т. в. находится в сильно возмущённом потоке, что является его главным недостатком; преимущество — в снижении уровня шума в салоне пассажирский самолёта.

Томашевич Дмитрий Людвигович (1899—1974) — советский авиаконструктор, профессор (1962), доктор технических наук (1961). Окончил Киевский политехнический институт (1926).С 1923 принимал участие в строительстве планёров в мастерской института и в расчётах самолёта К-1 конструкции К. А. Калинина. Дипломным проектом была авиетка КПИР-5, которая была построена в 1927 и успешно летала. После окончания института работал на киевском авиаремонтном заводе (до 1929), с 1934 — в КБ Н. Н. Поликарпова (с 1936 — его заместитель). Участвовал в разработке самолётов И-15, И-16, ВИТ, И-153, И-180. Был необоснованно репрессирован и, находясь в заключении, в 1939—41 работал в ЦКБ-29 НКВД, где руководил разработкой опытного истребителя “110”. В 1943 в его КБ создан опытный двухмоторный одноместный штурмовик-бомбардировщик “Пегас”. Позднее Т. конструировал беспилотные аппараты различного назначения. В 1954—67 преподавал в МАИ. Государственная премия СССР (1953, 1969). Награждён орденом Трудового Красного Знамени.

Д. Л. Томашевич.

Томашевский Аполлинарий Иванович (1890—1926) — советский лётчик-испытатель, заслуженный пилот СССР (1925). В 1916 окончил школу морских лётчиков в Ораниенбауме (ныне г. Ломоносов) и оставлен там инструктором. Участник Гражданской войны. Провёл лётные испытания одного из первых советских экспериментальных ЛА — тяжёлого самолёта-триплана “КОМТА” (1923), первого советского пассажирского самолёта АК-1 (1924), первого цельнометаллического многомоторного моноплана со свободнонесущим крылом АНТ-4 (1925). Участник первого советского группового сверхдальнего перелёта Москва — Улан-Батор — Пекин (1925) на самолёте АК-1. При испытаниях самолёта АНТ-4 установил 2 мировых рекорда продолжительности полёта с грузом (1926). Награждён 2 орденами Красного Знамени.

А. И. Томашевский.

Тонкого профиля теория — теория, рассматривающая обтекание профиля при малых значениях угла атаки и относительной толщины как малое возмущение однородного набегающего потока. За исключением случая, когда Маха число М{{_∞}} велико (М{{_∞}}>>1), течение около профиля является потенциальным, так как скачки уплотнения (если они образуются) имеют малую интенсивность, и завихренность потока за ними можно не учитывать. В Т. п. т. упрощение уравнения для потенциала скорости основано на предположении о том, что характерное значение угла наклона {{τ}} поверхности профиля к вектору скорости V{{_∞}} набегающего потока является малым: {{τ}}<<1. ΐналогичный подход используется в тонкого тела теории.

До- или сверхзвуковое обтекание тонкого профиля описывается линеаризованной теорией течений, причём возмущения всех газодинамических переменных имеют порядок малого параметра {{τ}} (см. Дозвуковое течение, Сверхзвуковое течение). Потенциал скорости {{φ}} возмущающего движения удовлетворяет линеаризованному уравнению.

(1 — M²{{_∞}}){{}},

где х, у — декартовы координаты (см. рис.). С точностью до членов 2-го порядка малости граничное условие непротекания на поверхности профиля можно перенести на линию хорды у=0, от которой отсчитывается толщина или угол атаки {{α}}:

{{}},

где {{ε}}(x) — местный угол наклона поверхности профиля к оси х. На основе Бернулли уравнения получается простая формула для расчёта коэффициента давления с_p:

с_р = —(2/V{{_∞}}){{}}{{∂φ}}/{{∂}}x.

В дозвуковом потоке вносимые профилем возмущения, затухая, распространяются во всём поле течения. Эллиптическое уравнение для потенциала скорости возмущающего движения сводится к уравнению Лапласа, описывающему обтекание профиля несжимаемой жидкостью. Его можно решить методами теории функций комплексного переменного или методом особенностей (см. Источников и стоков метод). Например, задача обтекания симметричного профиля при {{α}} = 0 решается с помощью распределения вдоль линии хорды источников (стоков) с интенсивностью, пропорциональной наклону поверхности профиля. В задаче обтекания несущего профиля нужно использовать распределение вихрей. Преобразование Прандтля — Глауэрта даёт простые формулы пересчёта аэродинамических характеристик профиля в дозвуковом и несжимаемом потоках (см. Прандтля — Глауэрта теория).

В сверхзвуковом потоке возмущения от профиля распространяются вдоль характеристик, которые на конечном расстоянии от профиля совпадают с прямолинейными характеристиками невозмущённого потока. Гиперболическое уравнение для потенциала скорости возмущающего движения представляет собой двумерное волновое уравнение. Его решение приводит к локальной зависимости коэффициента давления от наклона поверхности профиля (см. Аккерета формулы):

с_р = {{±}}2{{ε_±}}(x)(M²{{_∞}}—1)^—1/2,

где знак “+” относится к верхней поверхности профиля (у>0), знак “—” к нижней (у<0). На основе этой формулы получают формулы Аккерета для коэффициентов подъёмной силы и волнового сопротивления.

Для трансзвукового обтекания тонкого профиля характерно распространение возмущений на большое расстояние по нормали к набегающему потоку, а также увеличение по порядку величины коэффициента давления (с_р {{∞ τ}}^2/3). Т. п. т. при трансзвуковых скоростях является нелинейной. Нелинейное уравнение для потенциала скорости возмущающего движения относится к смешанному эллиптико-гиперболическому типу:

{{}},

где К = (1 — M²{{_∞}}) [({{γ}} + 1)M²{{_∞ τ}}]^—2/3 — трансзвуковой параметр подобия, {{γ}} — показатель адиабаты. При М{{_∞}}>>1 необходимо учитывать завихренность течения около профиля и вместо уравнения для потенциала использовать полные Эйлера уравнения; в результате учёта характерных для гиперзвукового обтекания оценок порядков величин приходим к нелинейной теории малых возмущений (см. Гиперзвуковое течение).

Лит.: Ферри А., Аэродинамика сверхзвуковых течений, пер. с англ., М., 1953; Эшли X., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов, пер. с англ., М., 1969; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. И. Голубкин.

Тонкого тела теория — теория пространственного безвихревого течения идеальной жидкости около тонких тел [тела, у которых поперечный размер l (толщина, размах) мал по сравнению с продольным размером L: {{τ}} = l/L<<1]. К этому классу тел относятся, например, фюзеляжи, крылья малого удлинения {{λ}} θ их комбинации с тонким фюзеляжем.

При движении несжимаемой жидкости потенциал скорости удовлетворяет линейному уравнению Лапласа, поэтому обтекание тела, установленного под углом атаки {{α}}, μожно получить путём наложения двух независимых течений (см. рис.), а предположения Т. т. т. позволяют упростить их анализ. Первое течение соответствует продольному обтеканию тела потоком со скоростью V₁=V{{_∞}}cos{{α}}. На достаточно больших (порядка L) расстояниях от тела течение не зависит от формы его поперечных сечений и является осесимметричным течением, как и при обтекании эквивалентного тела вращения с тем же законом изменения площадей поперечных сечений вдоль тела. Этот результат известен как правило эквивалентности. Второе течение соответствует поперечному обтеканию тела потоком со скоростью V₂ = V{{_∞}}sin{{α}}. На расстояниях порядка l от тела трёхмерное уравнение Лапласа сводится к двумерному в плоскости x = const, где х — координата вдоль оси тела, то есть движение жидкости в плоскости x = const в основном такое же, как при плоском бесциркуляционном обтекании контура поперечного сечения тела однородным потоком со скоростью V₂ на бесконечности. Решение этой задачи зависит от х как от параметра. Этот результат обычно называется правилом (законом) плоских сечений (М. Мунк, 1924).

При анализе обтекания тонкого тела газом (сжимаемой жидкостью) с целью упрощения решения нелинейных Эйлера уравнений, как и в тонкого профиля теории, предполагается, что угол между плоскостью, касательной к поверхности тела, и вектором скорости набегающего потока мал, иными словами, наряду с условием {{τ}}<<1 принимается, что {{α}}<<1. В результате при до-, транс- и сверхзвуковых скоростях полёта тонкого тела Маха число поперечного потока достаточно мало — М{{_∞}}<<1. Следовательно, сжимаемость среды здесь несущественна, и в поперечных плоскостях имеем двумерное безотрывное обтекание контура заданной формы несжимаемой жидкостью, Для решения этой задачи можно использовать эффективный метод конформных преобразований. В связи с этим Т. т. т. нашла широкое применение в аэродинамике при оценках подъёмной силы и индуктивного сопротивления тонких тел в рассматриваемом диапазоне скоростей полёта. Например, задача о плоском крыле малого удлинения ({{λ}}<<1) решена Р. Т. Джонсом (R. T. Jones, 1946), получившим для коэффициента подъёмной силы соотношение с_у = {{π α λ }}/2. Σказанный подход применяется также для исследования интерференции аэродинамической крыла малого удлинения с тонким фюзеляжем.

В рамках Т. т. т. упрощается и расчёт волнового сопротивления, которое связано с продольным потоком. Волновое сопротивление произвольного тонкого тела в основном определяется распределением площадей поперечных сечений вдоль тела и равно сопротивлению эквивалентного тела вращения. В этом состоит площадей правило, которое облегчает расчёт сопротивления и указывает пути его снижения.

Лит.: Франкль Ф. И., Карпович Е. А., Газодинамика тонких тел, М. — Л., 1948; Аэродинамика частей самолета при больших скоростях, пер. с англ., М., 1959; Липман Г., Рошко А., Элементы газовой динамики, пер. с англ., М., 1960; Эшли Х., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов, пер. с англ., М., 1969.

В. Н. Голубкин.

Обтекание тонкого тела при отличном от нуля угле атаки.

Топливная система летательного аппарата — система, обеспечивающая приём топлива и размещение его на борту ЛА, подачу топлива в насосы высокого давления двигателя из баков в определённом порядке для сохранения правильной центровки ЛА и управляемого её изменения, прокачку топлива через агрегаты, в которых оно используется в качестве хладагента и рабочей жидкости (например, в приводах).

Топливо на борту ЛА размещается в баках, которые располагаются как внутри крыла и фюзеляжа, так и вне ЛА — на специальных подвесных устройствах. Часто в качестве баков используются герметичные отсеки ЛА (см. Топливный бак). Баки, из которых топливо подаётся в двигатели, называются расходными. На ЛА подача топлива в двигатели выполняется по двум схемам. По первой схеме топливо подаётся к одному или нескольким двигателям в течение всего полёта из одного расходного бака. Из других баков топливо перекачивается или перетекает в расходный бак. По второй схеме подача топлива в двигатели осуществляется последовательно из нескольких расходных баков: по мере опорожнения одного расходного бака начинается подача топлива из очередного расходного бака.

Подача топлива в насосы высокого давления двигателей для обеспечения их бескавитационной работы производится при 2-ступенчатом повышении его давления (см. рис.). Вначале давление повышается баковыми насосами 4, а затем двигательным насосом 8. В магистралях подачи топлива в двигатели устанавливаются обратные клапаны 2, устройства 5, обеспечивающие питание двигателей топливом на режимах полёта с околонулевыми и отрицательными вертикальными перегрузками, перекрывные краны 6, датчики 7 расходомеров топлива, топливомасляные теплообменники 9 и фильтры 10. Если в качестве двигательного насоса подкачки применяется насос центробежного типа, то устанавливается только один фильтр на входе в насос 13 высокого давления. При использовании в качестве двигательного насоса подкачки насоса коловратного типа на его входе для обеспечения работоспособности устанавливается дополнительный фильтр. Топливные фильтры снабжаются перепускными клапанами 12, через которые обеспечивается питание двигателя топливом в случаях засорения или обледенения фильтра. В качестве баковых насосов подкачки обычно применяются центробежные насосы с электроприводом, реже насосы с приводом от топливной турбины. Для работы турбины топливо подводится от двигательных насосов подкачки или от специального насоса, размещаемого на коробке приводов агрегатов ЛА.

Подача топлива в двигатели контролируется сигнализаторами давления 3, датчики которых обычно устанавливаются за каждым баковым насосом подкачки и на входе в насос высокого давления двигателя, а также сигнализаторами 11 перепада давления, характеризующими состояние фильтров. Сигнализация осуществляется обычно на мнемосхеме Т. с. в кабине экипажа.

Перекачка топлива из одних баков в другие на ЛА реализуется по двум схемам — лучевой и коллекторной. В лучевой схеме топливо из каждого бака перекачивается по отдельной магистрали, оснащённой поплавковым клапаном, управляющим подачей топлива в расходный бак 1. В коллекторной схеме топливо из всех баков перекачивается по общей магистрали. Обычно в качестве перекачивающих и баковых насосов подкачки применяются насосы одинакового типа. Иногда перекачка топлива осуществляется струйными насосами, активное топливо к которым, как правило, подводится от электроприводных баковых насосов подкачки.

На некоторых ЛА предусматривается аварийный слив топлива в атмосферу, который выполняется в аварийных ситуациях для облегчения ЛА перед посадкой. В этом случае система оснащается устройством, исключающим слив из баков топлива, потребного для питания двигателей при посадке.

Для нормального функционирования Т. с. в надтопливном пространстве баков с помощью дренажных устройств поддерживается давление, значение которого определяется прочностью баков и кавитационными свойствами баковых насосов подкачки. Дренаж баков может быть открытым либо комбинированным. При открытом дренаже надтопливное пространство баков сообщается с атмосферой трубопроводом, конфигурация которого исключает вытекание топлива из баков при выполнении ЛА эволюции. Давление в баках зависит от формы заборного патрубка и располагаемого скоростного напора набегающего потока воздуха. При комбинированном дренаже воздух для подачи в баки отбирается за компрессором двигателя. Если его недостаточно для наполнения баков, дополнительно воздух поступает из атмосферы через заборный патрубок. В этом случае устанавливаются клапан наддува, поддерживающий требуемое давление, и предохранительные клапаны (см. также Дренаж и наддув).

Топливо в качестве хладагента используется для охлаждения масла системы смазки двигателей. Для этой цели большинство авиационных двигателей оснащается топливомасляными теплообменниками. На ЛА со сверхзвуковыми скоростями полёта, на которых применение набегающего потока воздуха в различных системах охлаждения становится неэффективным (вследствие его аэродинамического нагревания), топливо используется для охлаждения воздуха в системе кондиционирования кабины, для охлаждения рабочей жидкости гидросистемы, энергоузлов и приборных отсеков ЛА.

В. Т. Дедеш, В. А. Котеров.

Схема подачи топлива из расходного бака в двигатель.

Топливная эффективность — один из критериев оценки транспортного ЛА — расход топлива, приходящийся на единицу транспортной работы (на 1 пассажиро-км или на 1 тонно-км). Уровень Т. э. зависит главным образом от удельного расхода топлива двигателей, аэродинамического и весового совершенства ЛА, его пассажировместимости (грузоподъёмности). При сравнении различных ЛА обычно используют значения Т. э., рассчитанные по технической дальности полёта. См. рис. 9 в ст. Авиация.

Топливный бак летательного аппарата — резервуар для размещения топлива на борту ЛА. Т. б. входят в топливную систему ЛА и различаются: по принципу размещения на ЛА — внутренние и дополнительные, по характеру применения — расходные, предрасходные, балансировочные, по конструктивному исполнению — баки-кессоны и мягкие баки.

Внутренние Т. б. размещаются внутри конструкции ЛА. В фюзеляже располагаются Т. б., названные фюзеляжными, в консолях крыла и в центроплане — Т. б., названные соответственно крыльевыми и центропланными. Любой из перечисленных Т. б. может быть расходным, предрасходным или балансировочным. Расходным Т. б. называется бак, из которого топливо подаётся к двигателям. Обычно он размещается вблизи двигателя для сокращения длин коммуникаций, связывающих бак с двигательным насосом подкачки топлива, и по возможности в нижней части конструкции ЛА, что облегчает подачу в него топлива самотёком из других Т. б. Так как топливо из расходного Т. б. вырабатывается в последнюю очередь, он устанавливается вблизи центра масс ЛА для исключения недопустимого изменения центровки. В этом баке размещаются один или несколько насосов подкачки топлива, которыми топливо подаётся в двигательный насос, датчики топливоизмерительной аппаратуры, элементы предохранения бака от переполнения при перекачке в него топлива из других баков, а также устройства, разгружающие стенки бака от чрезмерного давления. Бесперебойная работа двигателя на режимах полёта ЛА с нулевыми, околонулевыми и отрицательными перегрузками обеспечивается встроенным в конструкцию расходного Т. б. противоперегрузочным отсеком, в котором устанавливается насос подкачки, либо топливным аккумулятором. Принцип действия противоперегрузочного отсека основан на том, что топливо из бака свободно поступает в отсек и заполняет его, но при отливах топлива в расходном Т. б. оно из отсека уйти не может. При этом снабжённый двумя входами (верхним и нижним) насос подкачки работает, пока не будет полностью выработано топливо из отсека. Объём отсека обеспечивает работу насоса в течение заданного расчётного времени действия перегрузок, в результате которых произошёл отлив топлива в расходном Т. б.

Топливный аккумулятор представляет собой цилиндрический сосуд со сферическими днищами, разделённый прорезиненной мембраной на две полости — воздушную и топливную. Воздушная полость находится под давлением сжатого воздуха. Топливная полость соединена с трубопроводом, идущим от насоса подкачки к двигательному насосу, и при работающем насосе подкачки заполнена топливом, так как давление воздуха в воздушной полости меньше минимально возможного давления в трубопроводе за насосом. При этом мембрана прижата к стенкам сосуда и весь его объём заполнен топливом. При отливе топлива от насоса давление в трубопроводе за ним падает, сжатый воздух давит на мембрану и она вытесняет топливо из топливной полости в магистраль подкачки (проходу топлива в насос препятствует установленный в магистрали обратный клапан). Вместимость топливного аккумулятора определяется расчётным временем действия перегрузок, приводящих к отливу топлива от насоса.

Конструктивно расходный Т. б. представляет собой герметичный отсек ЛА, так называемый баккессон, либо выполненный из эластичных материалов съёмный мягкий бак (рис. 1). В последнем случае отсек ЛА служит для Т. б. контейнером и не является герметичным. Мягкий Т. б. может быть протектированным. Внутренний слой такого бака изготовлен из топливостойкой резины, наружный — из силовой кордовой ткани, между ними — слой губки. При повреждении Т. б. и попадании на губку топлива происходит её набухание, таким образом восстанавливается герметичность стенки бака. Мягкий Т. б. вкладывается в контейнер, расправляется в нём и фиксируется с помощью штырей, кнопок или распорных шпангоутов.

Предрасходным Т. б. называется бак, из которого топливо подаётся в расходный Т. б. Балансировочный Т. б. — бак, из которого топливо перекачивается в другие Т. б. для обеспечения необходимой центровки ЛА. Например, при переходе с дозвукового режима полёта на сверхзвуковой для выдерживания центровки ЛА требуется изменить положение центра масс, что и достигается перекачкой топлива. Предрасходный и балансировочный Т. б. иногда называют перекачиваемыми. Конструкции их (баков-кессонов и мягких баков) принципиальных отличий от конструкции расходного Т. б. не имеют.

Для предохранения Т. б. от взрыва применяются два способа защиты: заполнение надтопливного пространства нейтральным газом по мере выработки топлива и заполнение части объёма бака ячеистым пенополиуретаном.

Дополнительные Т. б. устанавливаются на ЛА при выполнении полётов на дальность, превышающую расчётную (учебные полёты, перегоны ЛА и др.). Различают сбрасываемые и несбрасываемые дополнительные Т. б. Несбрасываемый бак органически вписывается в аэродинамические обводы ЛА или крепится к нижней поверхности ЛА. Сбрасываемый, или подвесной, бак включает в себя устройства для подвески к ЛА или держатели с замками, обеспечивающие не только его подвеску (рис. 2), но и при необходимости сбрасывание в полёте. Цель сбрасывания — уменьшение аэродинамического сопротивления ЛА после выработки из бака топлива. Сбрасываемый металлический Т. б. (рис. 3) — тело вращения, выработка из него топлива осуществляется сжатым воздухом, подаваемым через штуцер 6. К топливной магистрали ЛА бак присоединяется через штуцеры 4. Для исключения повреждения топливных коммуникаций ЛА при сбрасывании бака используются телескопические шланги. Скобы 3 и 5 служат для подвешивания бака к держателям и воспринимают вертикальные нагрузки. Осевые нагрузки воспринимаются упором 7. Металлическая оболочка бака усилена шпангоутами 1. В верхней части бака расположена заливная горловина 2, а в хвостовой — клапан 8 стравливания воздуха из бака. Этот клапан используется при заправке бака топливом и после полёта до открытия заливной горловины. Кроме металлических, применяются сбрасываемые Т. б. из крафтцеллюлозы, пропитанной эпоксидными смолами для обеспечения герметичности оболочки бака, а также из пластических материалов.

В. М. Цыганов, В. Ю. Розин.

Рис. 1. Мягкий топливный бак: 1 — заливная горловина; 2 — датчик топливомера; 3 — штыри крепления к контейнеру; 4 — штуцер подсоединения к системе подкачки; 5 — противоперегрузочный отсек.

Рис. 2. Схемы подвески сбрасываемых топливных баков.

Рис. 3. Сбрасываемый топливный бак.

Топливо авиационное — горючее вещество, вводимое вместе с воздухом в камеру сгорания двигателя ЛА для получения тепловой энергии в процессе окисления кислородом воздуха (сжигания). К Т. а. относятся авиационные бензины и реактивные топлива. Первые применяются в поршневых двигателях, вторые — в турбореактивных и турбовинтовых.

Из совокупности показателей, характеризующих качество авиационного бензина, наиболее важными являются детонационную стойкость, фракционный состав и химическая стабильность. Детонационная стойкость определяет пригодность бензина к применению в двигателях с высокой степенью сжатия рабочей смеси без возникновения детонационного сгорания, вызывающего большие ударные нагрузки на поршни и перегрев головок цилиндров. Фракционный состав характеризует испаряемость бензина, что определяет его способность к образованию рабочей топливовоздушной смеси; химическая стабильность — способность противостоять изменениям химического состава при хранении, транспортировке и применении.

Авиационные бензины получают главным образом из бензиновых фракций путём прямой перегонки нефти, каталитического крекинга или риформинга без добавки или с добавкой высококачественных компонентов, этиловой жидкости и различных присадок. Фракционный состав авиационных бензинов характеризуется диапазонами температур выкипания (40—180{{°}}С) и давлений насыщенных паров (29—48 кПа).

Классификация авиационных бензинов основывается на их антидетонационных свойствах, выраженных в октановых числах и в единицах сортности. Сорта отечественных авиационных бензинов маркируются, как правило, дробью: в числителе — октановое число или сортность на бедной смеси, в знаменателе — сортность на богатой смеси, например, Б-95/130. Встречается маркировка авиационных бензинов и по одним октановым числам (например, Б-70). Авиационные бензины выпускаются трёх марок: Б-95/130, Б-91/115 и Б-70 (табл. 1). Из перечисленных сортов наибольшее применение находят авиационные бензины Б-91/115 и Б-95/130.

Основными показателями качества реактивных топлив являются массовая и объёмная теплота сгорания, термостабильность топлива, давление насыщенных паров, вязкость при минусовых температурах, совместимость с конструкционными и уплотнительными материалами, нагарные и противоизносные свойства. Совокупности перечисленных требований авиационные бензины не удовлетворяют главным образом из-за пониженной плотности, высокой испаряемости и плохих смазочных свойств. В связи с этим бензины в качестве основных топлив для ТВД и ТРД не применяются.

Реактивные топлива вырабатываются в основном из среднедистиллятных фракций нефти, выкипающих при температуре 140—280{{°}}С (лигроино-керосиновых). Широкофракционные сорта реактивных топлив (Т-2) изготовляются с вовлечением в переработку также бензиновых фракций нефти. Для получения некоторых сортов реактивных топлив (Т-8В, Т-6) в качестве сырья применяются вакуумный газойль и продукты вторичной переработки нефти. В реактивные топлива могут вводиться функциональные присадки (антиокислительные, противоизносные и др.).

Реактивные топлива на 96—99% состоят из углеводородов, в составе которых различают три основные группы — парафиновые, нафтеновые и ароматические. Содержание каждой из этих групп в составе топлива определяется природой нефти и технологией его производства. Содержание в топливе ароматических углеводородов регламентируется стандартами главным образом из-за их повышенной склонности к нагарообразованию и дымлению. Ограничивается в реактивных топливах также содержание непредельных углеводородов (через показатель “йодное число”) как химически нестабильных. Кроме углеводородов в реактивных топливах в незначительных количествах присутствуют сернистые, кислородные, азотистые, металлорганические соединения и смолистые вещества. Их содержание в реактивных топливах Регламентируется стандартами. Так, например, нормируется содержание сернистых соединений, зольных продуктов, органических кислот и смол. Ограничение количества указанных гетероатомных соединений в топливе вызвано их отрицательным влиянием на термостабильность, антикоррозионные и некоторые другие эксплуатационные свойства.

По способу получения реактивные топлива делятся на прямогонные и гидрогенизационные. Первые (Т-1, ТС-1, Т-2) получаются непосредственно из отогнанных фракций нефти без их глубокой переработки. Технология получения вторых (РТ, Т-8В, Т-6) включает такие процессы, как гидроочистку (РТ, Т-8В), глубокое гидрирование (Т-6), гидрокрекинг (Т-8В), основным содержанием которых является воздействие водорода при высоких давлениях и температурах на углеводороды и гетероорганические соединения нефти. При гидроочистке из нефтяного дистиллята удаляются агрессивные и содержащие серу, азот и кислород нестабильные соединения практически без изменения углеводородного состава топлива. При гидрокрекинге и гидрировании наряду с очисткой исходного сырья происходит изменение его углеводородного состава (превращение непредельных соединений в насыщенные).

Применение гидрогенизационных процессов при производстве реактивных топлив позволяет расширить сырьевую базу топлив и значительно повысить их термостабильность. Основными сортами отечественных реактивных топлив являются ТС-1, РТ и Т-6 (табл. 2).

Топливо ТС-1 является массовым реактивным топливом для дозвуковой авиации и сверхзвуковой авиации с ограниченной продолжительностью сверхзвукового полёта. Топливо РТ полностью удовлетворяет эксплуатационным требованиям, предъявляемым к топливу ТС-1, и может применяться вместо него. Вместе с тем, будучи более термостабильным, оно допускает нагрев в топливной системе силовой установки до более высоких температур, и поэтому допущено к применению в теплонапряжённых двигателях самолётов с увеличенной продолжительностью сверхзвукового полёта, в течение которого вследствие аэродинамического нагревания возможно значительного повышение температуры топлива в баках самолёта.

Топливо Т-6 высокотермостабильное, имеет повышенную плотность и низкое давление насыщенных паров. Эти качества определяют применение топлива Т-6 на высокоскоростных самолётах с большой продолжительностью сверхзвукового полёта.

Наряду с основными сортами реактивных топлив промышленностью могут вырабатываться резервные. Резервным по отношению к топливу ТС-1 является топливо Т-2, резервным по отношению к топливам РТ и Т-6 — топливо Т-8В. Топливо Т-2 — широкофракционное прямогонное реактивное топливо с плотностью не менее 755 кг/м³, давлением насыщенных паров не более 13 кПа, выкипающее в диапазоне температур 60—280{{°}}С. Благодаря более широкому, чем у топлива ТС-1, фракционному составу топливо Т-2 имеет по сравнению с топливом ТС-1 в 1,3—1,8 раза больший выход из нефти. Топливо Т-8В характеризуется повышенной плотностью (не менее 800 кг/м³), примерно вдвое меньшим, чем у топлив ТС-1 и РТ, давлением насыщенных паров и высокой термостабильностью.

В связи с постепенным истощением запасов нефтяного сырья исследуются новые виды авиационных топлив, в том числе синтетическое топливо, криогенное топливо (включая жидкий водород), криогенное метановое топливо (КМТ) и др. В 1989—90 на жидком водороде и КМТ был испытан самолёт Ту-155, в 1987—88 на сконденсированном техническом бутане — вертолёт Ми-8Т. См. также Боросодержащее топливо.

Лит.: Саблина З. А., Состав и химическая стабильность моторных топлив, М., 1972; Дубовкин Н. Ф., Физико-химические и эксплуатационные свойства реактивных топлив. Справочник, М., 1985.

Ф. П. Фёдоров.

Топливорегулирующая аппаратура двигателя — совокупность устройств, предназначенных для подачи топлива в камеры сгорания (основную и форсажную) и её регулирования на установившихся и переходных режимах работы двигателя. Кроме того, эта аппаратура используется для питания топливом как рабочей жидкостью гидромеханизмов управления и регулирования двигателя. Т. а. ТРД и ТВД содержит топливный насос высокого давления, подкачивающий насос, топливный фильтр, дозирующий кран, клапан перепада, распределительный клапан, форсунки топливные и вспомогательные устройства. Классификация Т. а. выполняется по назначению (для основного или форсажного контура двигателя), по типу применяемого топливного насоса (плунжерный, шестерённый, центробежный), по конструкции (насос объединён с регулятором расхода топлива или выполнен отдельно).

Распространена Т. а. с плунжерным насосом благодаря сравнительно простой конструкции, допускающей изменение подачи топлива при постоянной частоте вращения (рис. 1). Насос подаёт топливо к дозирующему крану и далее к топливным форсункам через распределительный клапан. Для обеспечения бескавитационной работы плунжерного насоса при изменении давления топлива в баках ЛА на входе его установлен подкачивающий насос обычно центробежного типа. Производительность плунжерного насоса регулируется изменением установки наклонной шайбы гидравлическим сервомотором, на который воздействуют те или иные регуляторы САУ двигателем (например, частоты вращения двигателя, степени сжатия воздуха в компрессоре, температуры газов за турбиной, приёмистости и сброса режима), ограничители предельных значений (частоты вращения, температуры газов, давления за компрессором и др.), средства защиты от помпажа двигателя и др. Обеспечение хорошего распыливания топлива, подаваемого в основные камеры сгорания, достигается применением центробежных двухступенчатых или двухсопловых форсунок. Переключение работы форсунок с одного канала на два производится распределительным клапаном по заданной программе. В случаях, когда требуется обеспечить относительно большие расходы топлива (более 12000 л/ч) или когда подогрев топлива в системе не превосходит допустимого, применяется Т. а. с шестерённым насосом (рис. 2). При этом регулирование расхода топлива достигается перемещением дозирующего крана, на котором поддерживается постоянный перепад давлений с помощью клапана перепада. Перемещение дозирующего крана осуществляется гидравлическим сервомотором, на который воздействуют сигналы отдельных регуляторов системы управления двигателем, аналогично описанному выше воздействию на наклонную шайбу плунжерного насоса. В остальном эта Т. а. аналогична рассмотренной выше.

В составе Т. а. форсажного контура двигателя, как правило, используется высоконапорный центробежный насос. Регулирование расхода топлива производится с помощью дозирующего клапана, перепад давлений на котором также поддерживается постоянным. Дозирующий кран перемещается гидравлическим сервомотором, управляемым сигналами от системы регулирования форсажного контура двигателя. Форсажная камера мощного ТРД имеет несколько топливных коллекторов форсунок (до 6), включаемых в определённой последовательности. Поэтому в составе Т. а. имеются несколько распределительных клапанов, которые автоматически включают в работу отдельные группы форсунок. В некоторых системах это переключение делается механически от рычага управления двигателем. Топливные форсунки форсажного контура в большинстве случаев струйные.

А. В. Форафонтов.

Рис. 1. Топливорегулирующая аппаратура с плунжерным насосом: 1 — двигательный центробежный насос (подкачивающий); 2 — фильтр; 3 — плунжерный насос; 4 — гидравлический сервомотор; 5 — регулятор; 6 — дозирующий кран; 7 — распределительный клапан; 8 — форсунка; 9 — рычаг управления двигателем.

Рис. 2. Топливорегулирующая аппаратура с шестерённым насосом: 1 — от двигательного центробежного насоса (подкачивающего); 2 — шестерённый насос; 3 — клапан перепада; 4 — дозирующий кран; 5 — гидравлический сервомотор; 6 — регулятор; 7 — распределительный клапан; 8 — форсунка.

Торможения параметры — параметры изоэнтропически (без обмена энергией с внешней средой) заторможенного газа: плотность торможения {{ρ}}₀, температура торможения Т₀, полное давление p₀, энтальпия торможения H. Играют важную роль при движении идеального газа и используются в качестве характерных масштабов соответствующих газодинамических переменных. Для изоэнтропического течения совершенного газа они позволяют с помощью Бернулли уравнения построить газодинамические функции, которые определяют собой зависимость относительных газодинамических переменных от Маха числа и широко используются при анализе задач внешней и внутренней аэродинамики.

Тормоза самолёта — устройства, предназначенные для сокращения длины пробега самолёта после посадки или прерванного взлёта, облегчения маневрирования самолёта на аэродроме, обеспечения его неподвижности при опробовании двигателей. После посадки кинетическая энергия самолёта, обусловленная поступательная скоростью, переходит в работу, затрачиваемую на преодоление сил аэродинамического сопротивления и сил трения, возникающих при торможении колёс. Различают три типа Т. с. — колодочный, камерный и дисковый.

Основная часть колодочного тормоза — отлитые из лёгких сплавов колодки (две и более), на наружных поверхностях которых устанавливаются накладки из материалов, обеспечивающих при работе тормоза большой коэффициент трения. Колодки связаны между собой пружинами. При включении тормоза силовой привод (как правило, гидравлический или пневматический) прижимает колодки к тормозной рубашке, жёстко закреплённой на корпусе колеса и вращающейся вместе с ним. После снятия усилия с силового привода тормозные колодки возвращаются в исходное положение пружинами. Тормоза такого типа создают достаточно большой тормозной момент. Основной недостаток — неравномерный износ колодок.

В камерном тормозе торможение осуществляется подачей жидкости под давлением или сжатого воздуха в резиновую кольцевую камеру, что приводит к прижатию тормозных колодок к тормозной рубашке. Камерные тормоза просты в изготовлении и эксплуатации, отличаются плавной работой, без заклинивания, высокой весовой эффективностью, критерием которой является отношение массы тормоза к поглощаемой энергии. Основные недостатки: замедленность действия, большой расход воздуха и потеря камерой упругих свойств при низкой температуре.

Дисковые тормоза действуют по принципу фрикционной муфты сцепления. На барабане колеса и корпусе тормоза укреплены вращающиеся вместе с колесом и неподвижные тормозные диски. Диски перемещаются вдоль оси колеса. Тормозной эффект достигается тем, что вращающиеся диски прижимаются к неподвижным. Дисковые тормоза компактны, создают большой тормозной момент, работают плавно, без заклинивания, не требуют точной концентричности колеса и барабана. Недостатком является плохой отвод тепла от поверхностей трения, вследствие чего при длительном и непрерывном торможении возможен перегрев. В конце 70-х гг. появились диски из композиционных материалов, способные поглощать ту же энергию при значительно меньшей массе.

Наибольшая эффективность торможения достигается при обеспечении предельного коэффициента трения, которому соответствует определённое относительное проскальзывание колеса. Увеличение тормозного момента приводит к увеличению относительного проскальзывания, уменьшению коэффициента трения и к последующей полной блокировке колеса — юзу, что, в свою очередь, может вызвать разрушение пневматика. Чтобы достичь наибольшей эффективности торможения и исключить юз, на многоколёсных шасси применяется автоматическое регулирование тормозного момента. Наиболее широкое распространение получили автоматы торможения дистанционного действия с электроинерционными или электрическими датчиками.

Рост посадочных скоростей потребовал применения дополнительных средств, позволяющих уменьшить длину пробега: тормозных парашютов, реверсивных устройств.

Историческая справка. Применению тормозных механизмов колёс, позволяющих развивать большой тормозной момент, длительное время препятствовала схема шасси с хвостовым колесом. При сильном торможении создавалась опасность опрокидывания ЛА на носовую часть (центр масс располагался непосредственно за главными опорами). Появление схемы шасси с носовой опорой решило проблему торможения и полностью исключило опасность опрокидывания ЛА.

Колодочные и камерные тормоза применялись до 50-х гг. Их энергоёмкость оказалась недостаточной для возрастающих масс ЛА. Был разработан дисковый тормозной механизм, способный поглощать значительно большую кинетическую энергию и работать с более высокими нагрузками. На современных ЛА (кроме очень лёгких самолётов) применяют только дисковые тормоза.

В. М. Шейнин.

Тормозной крюк, посадочный крюк, — элемент взлётно-посадочных устройств самолёта, предназначенный для захвата троса аэрофинишера и остановки самолёта при аварийной посадке или прерванном взлёте на аэродроме, а также во время обычной посадки на палубу авианесущего корабля или укороченную ВПП. Т. к. самолётов аэродромного базирования рассчитаны на усилие, останавливающее самолёт при пробеге 200—300 м, а самолётов палубного или смешанного базирования — при пробеге 70—100 м.

Тормозной парашют — парашют с комплектом устройств, обеспечивающих его размещение и крепление на самолёте и введение в действие; предназначается для сокращения длины пробега (см. Посадка). Обычно вводится на скорости 180—400 км/ч; резко увеличивает сопротивление воздуха, что позволяет быстро снизить скорость движения самолёта и сократить длину пробега на 30—35%. Использование Т. п. особенно целесообразно при посадке самолёта на увлажнённую или обледенелую ВПП, когда эффективность тормозов колёс шасси резко снижается из-за уменьшения коэффициента сцепления и пользование ими на начальном этапе пробега становится опасным. На лёгких самолётах обычно применяют один Т. п. площадью 15—40 м², на средних и тяжёлых — тормозные парашютные системы, состоящие из нескольких куполов общей площадью до 200 м² (см. рис.) Время вытягивания и наполнения куполов 1,5—3 с. Тормозное усилие парашютов пропорционально квадрату скорости движения самолёта. На скорости 20—30 м/с Т. п. обычно отцепляют, так как они становятся неэффективными.

Т. п., как правило, размещаются в хвостовой части фюзеляжа таким образом, чтобы линия действия тормозящего усилия проходила возможно ближе к центру масс самолёта. Тормозная парашютная система состоит обычно из вытяжных и основных парашютов (включающих купол и стропы), чехла, контейнера со створками и замка. После открытия створок контейнера пружина выталкивает в поток вытяжной парашют, который вытягивает чехол и основные парашюты. Выпуск и отцепку парашютов производит лётчик при помощи дистанционной системы, обеспечивающей необходимую блокировку и последовательность операций. Применяются также автоматические системы введения парашютов, срабатывающие, как правило, после касания передней или основной опорами шасси самолёта поверхности ВПП. На приборной доске лётчика имеется светосигнализатор, который указывает, что Т. п. введён в действие. Т. п. применяются в основном на военных самолётах, так как возникающие при выпуске Т. п. перегрузки могут быть достаточно большими.

Т. п. был впервые разработан Г. Е. Котельниковым (1912) и опробован на автомобиле “Руссо-Балт”. Практическое применение получил в 1937 на самолёте АНТ-6, предназначавшемся для посадки на лёд в районе Северного полюса. Этот Т. п. конструкции И. В. Титова обеспечивал посадку на ограниченной ВПП.

В. Ф. Федоренко.

Посадка самолёта-истребителя с тормозной парашютной системой.

Тормозной щиток — отклоняемая поверхность на самолёте, используемая для увеличения сопротивления аэродинамического. Т. щ. располагается в основном на фюзеляже.

В некоторых случаях в качестве Т. щ. используют створки шасси и др. элементы. Функции Т. щ. часто выполняют интерцепторы. Основное требование к Т. щ. — высокая эффективность торможения при минимальном изменении подъёмной силы и продольного момента.

Торпеда авиационная — см. в ст. Противолодочное оружие.

ТР — марка первых советских турбореактивных (отсюда название) двигателей, созданных под руководством а. м. люльки (см. ст. ал).

Траверз (от лат. transversus — поперечный) — направление, перпендикулярное курсу ЛА. “Быть на Т.” какого-либо объекта означает, что наблюдатель с ЛА видит данный объект в направлении, составляющем прямой угол с курсом ЛА, то есть в момент прохождения Т. какого-либо ориентира (населённого пункта, реки, горы и т. д.) ЛА находится от него на наименьшем расстоянии. Во время полёта при хорошей видимости этим часто пользуется штурман ЛА для поверочного определения курса и правильности выполнения расписания полета.

Трансзвуковая скорость — то же, что околозвуковая скорость.

Трансзвуковое течение — течение газа, в котором скорость потока может переходить через местную скорость звука, оставаясь в одной части пространства меньше, а в другой превосходя её. Принято считать, что в Т. т. разность между скоростью частиц и скоростью звука невелика, так что в каждой точке Маха число М близко к единице |М—1|<<1.

Изменение площади поперечного сечения элементарной трубки тока влечёт за собой прямо противоположные изменения скорости в зависимости от того, меньше или больше единицы число Маха. Сужение (расширение) трубки тока вызывает увеличение (падение) скорости потока в ней при М<1 и уменьшение (рост) скорости вследствие быстрого увеличения (падения) плотности газа при М>1. Это свойство положено в основу конструкции Лаваля сопла, типичного устройства, в котором реализуется Т. т. с переходом через скорость звука в окрестности минимального (критического) сечения. При увеличении скорости набегающего дозвукового потока и приближении её к звуковой происходит резкое возрастание сопротивления аэродинамического обтекаемого тела. Это явление связано с образованием у его поверхности местных сверхзвуковых зон, оканчивающихся сзади скачками уплотнения. Рост сопротивления обусловлен необратимым сжатием газа при переходе через скачки уплотнения, изображённые на рис. жирными линиями. Эффективный метод уменьшения сопротивления ЛА в трансзвуковом диапазоне скоростей полёта состоит прежде всего в применении стреловидных крыльев (см. Крыла теория, Стреловидного крыла теория), поскольку силовые нагрузки зависят в главном от нормальной к передней кромке составляющей вектора скорости, а не от его модуля. Ещё один приём, ведущий к снижению сопротивления тела, основан на изоэнтропическом сжатии газа в местных сверхзвуковых зонах. Для этой цели разработаны специальные профили с пикообразным распределением давления вдоль его носовой части. Приходящие на звуковую линию (синие штриховые линии на рис.; на этой линии М = 1) интенсивные волны разрежения отражаются от неё в виде непрерывных волн сжатия. Хотя полностью избежать появления скачков уплотнения в системе изоэнтропических волн нельзя, практически удаётся значительно понизить интенсивность возникающих ударных фронтов. С 70-х гг. получили распространение сверхкритические профили с местной сверхзвуковой зоной, простирающейся почти по всей их верхней поверхности. Поскольку местное число Маха в сверхзвуковой зоне не превышает значительно единицу, интенсивность скачков уплотнения мала. Вырез же в хвостовой части на нижней стороне сверхкритического профиля, где М<1, обеспечивает смещение назад действующей на профиль нагрузки.

Значительный вклад в общее сопротивление обтекаемого тела может вносить отрыв пограничного слоя из-под замыкающих местные сверхзвуковые зоны скачков уплотнения. На самолётах и др. телах пограничный слой, взаимодействующий со скачком уплотнения, является турбулентным. На испытываемых в аэродинамических трубах моделях в пограничном слое часто осуществляется ламинарное течение. Для его искусственной турбулизации применяют различные методы, например на носовые части профилей наносятся карборундовые зёрна (см. также Турбулизатор). Кроме того, предпринимаются попытки подавить отрыв пограничного слоя, вызываемый замыкающим скачком уплотнения, при помощи отсоса пограничного слоя.

Реализация Т. т. в аэродинамической трубе сопряжена с некоторыми трудностями, поскольку помещаемая в её рабочей части модель играет роль блокирующего устройства — образующиеся на модели значительные сверхзвуковые зоны взаимодействуют со стенками аэродинамической трубы и разрушают Т. т. Чтобы свести к минимуму интерференциальные эффекты со стенками, последние снабжаются перфорационными отверстиями (см. Перфорация стенок), приближающими условия в потоке к имеющим место в безграничном пространстве. По измерениям в аэродинамических трубах в конце 40-х гг. был сформулирован закон стабилизации Т. т., гласящий, что изменения в распределениях параметров газа вдоль поверхности обтекаемого тела малы по сравнению с изменением числа Маха М{{_∞}} набегающего потока. Сложнее моделировать влияние вязкости на структуру Т. т., в связи с чем в 70-е гг. наметилась тенденция к строительству всё более крупных аэродинамических труб трансзвукового диапазона скоростей с большими значениями Рейнольдса числа потока.

Математические трудности в исследовании Т. т. даже в модели идеальной жидкости обусловлены нелинейным характером исходных уравнений движения газа и их смешанным эллиптико-гиперболическим типом. Предположение о близости скорости частиц к местной скорости звука позволяет упростить Эйлера уравнения, но и в получаемой асимптотической системе уравнений сохраняется ведущий нелинейный член, то есть уравнения остаются нелинейными. Основное преимущество асимптотических уравнений заключается в их инвариантности по отношению к двухпараметрической группе преобразований подобия. Существование такой группы позволяет, с одной стороны, сформулировать обобщённый подобия закон для Т. т., объединяющий в едином параметре подобия число Маха и относительную толщину обтекаемого тела, а, с другой стороны, установить широкий класс автомодельных решений. Последние играют большую роль в выяснении качественных особенностей Т. т., в частности возможных типов перехода через скорость звука в окрестности критического сечения сопла и дальнего поля вокруг обтекаемого тела. Ряды, получаемые при разложении по функциям от автомодельной переменной, лежат в основе математического обоснования закона стабилизации Т. т. и оценки быстрого роста сопротивления тел при М{{→}}1. В исследованиях плоскопараллельного Т. т. широко применяется годографа метод, ведущий в комбинации с асимптотическим подходом к известному линейному уравнению итальянского математика Ф. Трикоми (F. Tricomi). Хотя в некоторых математических моделях построены безударные местные сверхзвуковые зоны, строгие аргументы свидетельствуют о невозможности, вообще говоря, реализовать потенциальное Т. т. у профиля или крыла. Поэтому практически задача сводится к определению аэродинамических форм, допускающих максимальное снижение интенсивности замыкающих скачков уплотнения.

Основным инструментом в теоретическом изучении Т. т. является численное интегрирование уравнений Эйлера, для чего чаще всего используются различные модификации так называемого метода верхней релаксации, а с 70-х гг. — метод приближённой факторизации. При помощи этих методов проектируются крыловые профили со скачками уплотнения небольшой амплитуды в замыкающих местные сверхзвуковые зоны системах изоэнтропических волн сжатия и сверхкритические профили, обладающие высоким аэродинамическим качеством. Наряду с исследованиями трансзвуковых плоскопараллельных течений и осесимметричных течений ведутся эффективные расчёты трёхмерного поля скоростей около произвольных по форме конфигураций, создаются программы для вычисления параметров газа в потоке у ЛА. Данные расчётов существенно дополняют результаты измерений в аэродинамических трубах. Интегрирование уравнений Прандтля для сжимаемого пограничного слоя позволяет учесть вязкость и теплопроводность воздуха и вычислить соответствующие поправки к решению для идеального газа. Для исследования явлений отрыва и устойчивости применяется современная концепция пограничного слоя с самоиндуцированным давлением.

Лит.: Гудерлей К. Г., Теория околозвуковых течений, пер., с нем., М., 1960; Рыжов О. С., Исследование трансзвуковых течений в соплах Лаваля, М., 1965; Коул Дж. Д., Кук Л. П., Трансзвуковая аэродинамика, пер. с англ., М., 1989.

О. С. Рыжов.

Местные сверхзвуковые зоны обтекаемого профиля.

Трансзвуковые автоколебания — самовозбуждающиеся колебания органов управления ЛА при скоростях потока, близких к скорости звука. Причиной возбуждения Т. а. является перемещение при околозвуковых скоростях скачков уплотнения, которые располагаются (рис. 1) либо на несущей поверхности, либо на органе управления, либо на задней кромке органа управления. Взаимодействие скачка уплотнения с пограничным слоем приводит к отрыву потока из-под скачка, причём интенсивность и характер возникающих в зоне отрыва нестационарных давлений зависят от интенсивности скачка уплотнения. При отклонении (например, под действием случайного толчка) органа управления на некоторый угол {{δ}} (рис. 2) скачки уплотнения перемещаются: один — вниз, другой — вверх по потоку. При этом интенсивность первого скачка уплотнения уменьшается, второго — увеличивается, соответственно изменяется и интенсивность отрыва потока. В результате происходит нарушение баланса между аэродинамическим демпфированием и возбуждением колебаний органа управления. При некоторых условиях возбуждение колебаний может стать превалирующим, что приведёт к самовозбуждению колебаний органа управления. Аэродинамические силы, обусловливающие демпфирование и возбуждение колебаний, нелинейно зависят от угла {{δ}}. Установление предельного цикла (предельного значения {{δ}}) Т. а. произойдёт при определённом значении {{δ₀}}, когда наступит баланс между энергией, поступающей от аэродинамического возбуждения, и её рассеянием из-за демпфирования колебаний (с учётом внутреннего трения в конструкции).

При Т. а. с малым и средним значениями предельных циклов ухудшается комфорт пассажиров, снижается работоспособность членов экипажа, а также уменьшается срок службы узлов навески органа управления и проводки управления. Большие значения предельных циклов Т. а. ({{δ₀}} порядка нескольких градусов) вызывают разрушение авиационных конструкции.

Существуют аэродинамические и конструктивные способы предотвращения и гашения Т. а. К аэродинамическим способам относятся: установка уголков на несущей поверхности вдоль передней кромки органа управления (рис. 3, а) и оснащение несущей поверхности впереди органа управления вихрей генераторами (рис. 3, б). Уголки на несущей поверхности препятствуют свободному перемещению скачков уплотнения, но увеличивают аэродинамическое сопротивление ЛА, повышают уровень возмущений потока, приводящих к бафтингу. Генераторы вихрей способствуют устойчивости потока около органа управления.

С целью гашения Т. а. повышают жёсткость проводки управления и узлов навески органа управления на несущую поверхность ЛА, что приводит к увеличению собственной частоты крутильных колебаний органа управления; для повышения демпфирования колебаний в цепь проводки управления устанавливают фрикционный или чаще гидравлический демпфер.

Лит.: Чжен П. К., Управление отрывом потока, пер. с англ., М., 1979.

Г. М. Фомин.

Рис. 1. Схема расположения скачков уплотнения потока; а — на несущей поверхности; б — на органе управления; в — на задней кромке органа управления; 1 — несущая поверхность; 2 и 5 — скачки уплотнения; 3 — зона отрыва потока; 4 — орган управления.

Рис. 2. Перемещение скачков уплотнения при отклонении органа управления.

Рис. 3. Схема установки уголков (а) и расположение генераторов вихрей на оперении самолёта (б)

Трансмиссия вертолёта (от лат. transmission — переход, передача) — совокупность агрегатов и узлов для передачи мощности от двигателя (двигателей) к несущему винту (несущим винтам) и рулевому винту вертолёта. Различают следующие основные типы Т. в.: одновинтового вертолёта с рулевым винтом; соосного вертолёта; двухвинтового вертолёта продольной схемы (см. рис. 1—3); двухвинтового вертолёта поперечной схемы; многовинтового вертолёта.

Т. в. состоит, как правило, из следующих агрегатов и узлов: редукторов (главного, промежуточного, хвостового, объединительного и др.); трансмиссионных валов (соединительных и синхронизирующих), муфт этих валов и их подшипниковых опор; приводов и агрегатов, необходимых для работы различных систем вертолёта; муфт свободного хода и муфт сцепления; тормоза несущего винта; вентиляторной установки.

Редукторы предназначаются для преобразования высокой частоты вращения двигателей в низкую и создания больших крутящих моментов, необходимых для вращения винтов; для изменения направления оси вращения (например, горизонтальной оси вращения двигателя в вертикальную ось вращения несущего винта); для восприятия нагрузок, создаваемых несущими и рулевыми винтами и передачи их элементам конструкции фюзеляжа; для привода во вращение различных агрегатов, обслуживающих вертолёт. Некоторые типы редукторов могут выполнять все эти функции (например, главные редукторы), другие типы редукторов — только отдельные функции (например, промежуточные и хвостовые редукторы).

Трансмиссионные валы служат для передачи вращения как от двигателя (двигателей) к редукторам, так и от редуктора к редуктору. В некоторых случаях трансмиссионные валы могут передавать вращение от главных редукторов к несущим винтам. К трансмиссионным валам относятся также валы, передающие вращение от редукторов к вентиляторным установкам или каким-либо другим агрегатам.

Коробки приводов агрегатов могут иногда располагаться непосредственно на картерах редукторов, а в некоторых случаях являются самостоятельным агрегатом, приводимым во вращение посредством специального трансмиссионного вала от какого-либо редуктора. Муфты сцепления предназначаются для соединения двигателя (двигателей) с Т. в. или отъединения его от неё. При установке на вертолёте ГТД со свободными турбинами (см. Турбовальный двигатель) муфты сцепления не требуются. Муфты свободного хода служат для автоматического отъединения двигателей от Т. в. при выходе из строя или остановке двигателя.

Тормоз несущего винта предназначается для фиксации винта во время стоянки вертолета и в некоторых случаях для подтормаживания несущего винта, продолжающего вращаться после посадки вертолёта. Вентиляторная установка служит охлаждения (посредством радиаторов) масла ректоров и в некоторых случаях масла двигателя. Конструкция Т. в. в значительной степени зависит не только от числа несущих винтов, но и от числа двигателей, установленных на вертолёте.

За рубежом часто под термином “трансмиссия” подразумевают только главные редукторы.

А. К. Котиков.

Рис. 1. Схема трансмиссии двухвинтового вертолета продольной схемы: 1 — редуктор переднего несущего винта; 2 — трансмиссионный ( синхронизирующий) вал; 3 — объединительный редуктор; 4 — двигатели; 5 — редуктор заднего несущего винта; 6 — трансмиссионные (приводные) валы.

Рис. 2. Схема трансмиссии соосного вертолёта 1 — двигатель; 2 — вал привода редуктора; 3 — главный редуктор; 4 — вал нижнего винта; 5 — вал верхнего винта; 6 — редуктор двигателя, M_{кр в. в} — крутящий момент верхнего винта; M_{кр н. в} — крутящий момент нижнего винта; M_{кр дв} — крутящий момент двигателя.

Рис. 3. Схема трансмиссии одновинтового вертолёта с рулевым винтом: 1 — вентиляторная установка; 2 — главный редуктор; 3 — тормоз несущего винта; 4 — трансмиссионный хвостовой вал (передняя часть); 5 — промежуточный редуктор; 6 — трансмиссионный хвостовой вал (концевая часть); 7 — хвостовой редуктор.

Транспортный летательный аппарат. К транспортным относят ЛА, предназначенные для воздушной транспортировки грузов, а часто также (особенно в зарубежной литературе) и пассажирские ЛА. См. ст. Грузовой летательный аппарат, Военно-транспортный летательный аппарат, Пассажирский самолёт, Грузопассажирский самолёт.

Трап — устройство для входа пассажиров и экипажа в ЛА и выхода из него. По конструкции Т. разделяются на несамоходные, встроенные в здание аэровокзала и встроенные в ЛА (см. рис.).

Несамоходные Т. изготовляются из лёгких конструкций и состоят из каркаса с боковым ограждением и поручнями, ступеней и верхней площадки. Для удобства перемещения несамоходные Т. устанавливаются на металлические обрезиненные или бескамерные пневматические колёса. Несамоходные Т. не регулируются по высоте, то есть имеют постоянную посадочную высоту.

Самоходные Т. по типу привода разделяются на Т. с электроприводом и Т. с приводом от двигателя внутреннего сгорания. Самоходные Т. с электроприводом перемещаются при помощи электродвигателя постоянного тока, питающегося от аккумуляторных батарей. Т. состоит из ходовой части с рулевым управлением и приводом колёс, подъёмной лестницы, механизма подъёма лестницы гидравлического типа, нижней и верхней площадок. Изменение высоты подъема Т. для обслуживания ЛА с различным уровнем расположения входного люка достигается изменением угла наклона лестницы при помощи механизма подъёма. Т. с приводом от двигателя внутреннего сгорания, как правило, монтируются на автомобильном шасси. Основная часть такого Т. — телескопическая двухсекционная лестница с ограждениями, поручнями и стационарно закреплёнными на лестнице ступенями. Верхняя секция лестницы оборудована горизонтальной посадочной площадкой с выдвижным устройством. Изменение высоты Т. достигается путём выдвижения верхней секции; стыковка трапа с ЛА производится выдвижением концевой части верхней площадки. Для обеспечения устойчивого положения при посадке-высадке пассажиров самоходные Т. всех видов оборудуются выносными гидравлическими опорами.

Т., встроенные в здание аэровокзала, по принципу действия разделяются на поворотные и стационарные. Поворотный Т. состоит из двух или трёх телескопических секций — галерей, опирающихся на неподвижную и подвижную опоры, и головки Т., шарнирно закреплённой на концевой секции. Неподвижная опора (ротонда) устанавливается в непосредственной близости от аэровокзала и соединена с ним крытым мостиком — переходом. Подвижная опора обычно опирается на два колеса. На раме опоры размещены механизмы привода колёс, поворота каретки и подъёма Т. Все механизмы могут быть электромеханического или гидравлического типа. Подвод Т. к ЛА осуществляется четырьмя движениями: поворотом вокруг ротонды на необходимый угол (ось колёс подвижной опоры совпадает с продольной осью трапа); выдвижением Т. путём телескопирования его секций (ось колёс подвижной опоры перпендикулярна продольной оси Т. — подвижная опора растягивает телескоп); подъёмом Т. на необходимую высоту; стыковкой головки Т. с фюзеляжем ЛА (поворот головки). Стационарный Т. постоянно закреплён на галерее аэровокзала. Стыковка его с ЛА производится путём телескопирования выдвижной секции, подъёма Т. и поворота его головки. Такая конструкция Т. требует точной установки ЛА на месте стоянки, что достигается применением специальной системы наведения.

Т., встроенные в ЛА, являются элементом конструкции фюзеляжа — пассажирской дверью и в открытом положении выполняют роль Т. Одним торцом такой Т. шарнирно прикреплён к фюзеляжу, а другой его торец опускается до земли (и поднимается обратно) при помощи гидравлического (основного) или ручного (запасного) привода. В убранном положении Т. герметично закрывается и фиксируется. Т. могут быть расположены по борту фюзеляжа или в его хвостовой части (с торца). Некоторые ЛА оборудованы Т., которые после открытия двери вручную выставляются одним концом на землю, а другой конец при этом закрепляется на пороге двери.

П. М. Зелинский.

Трапы: а — несамоходный; б — самоходный с электродвигателем; в — самоходный с двигателем внутреннего сгорания; г — встроенный в самолёт.

Трасса воздушная — см. Воздушная трасса.

Тренажёр (от англ. train — воспитывать, обучать, тренировать) авиационный — наземное обучающее средство, предназначенное для формирования, совершенствования и контроля профессиональных навыков и умений у личного состава военной и гражданской авиации Т. могут применяться на всех стадиях обучения, для профессионального отбора, при переподготовке специалистов и повышении их классности и т. д. В гражданской авиации получили распространение Т. для лётного состава, работников инженерно-технических служб, операторов управления воздушным движением.

Идея создания устройства для обучения пилотов более дешёвого и безопасного, чем самолёт, возникла на заре авиации. В 1927 в США был построен первый действующий тренажёр, представляющий собой упрощённый макет одноместного самолёта с кабиной, закреплённой на универсальном шарнире. Толчком к широкому и эффективному применению Т. послужили успехи в развитии электроники, внедрение передовых технологий, создание модульных структур различного уровня, в том числе программно-математического обеспечения. Т. стали составной частью взаимосвязанного комплекса средств обучения для выработки и закрепления знаний, навыков и умений специалистов в ожидаемых условиях эксплуатации, включая случаи отказов и возникновения нештатных ситуаций. В состав этого комплекса наряду с Т. различного типа входят электронные классы, построенные на базе персональных компьютеров, аудиовизуальные средства, учебные фильмы и пр. Использование Т. позволяет во много раз сократить налёт ЛА (экономия топлива и ресурса), имитировать опасные режимы, отказы, пожары, многократно повторять режимы с целью демонстрации допущенных ошибок и их устранения (причём ошибки не приводят к возникновению реальной опасности), интенсифицировать учебный процесс благодаря автоматизации, повышению роли инструктора, внедрению новых педагогических приёмов.

Т. лётного состава — имитационная система, воспроизводящая интерьер кабины, все виды информации, поступающей к пилотам, условия полёта, характеристики движения и факторы, воздействующие на ЛА. В современном Т. имитируется специфика управления функциональными системами, двигателями или ЛА в целом; возможны также вариации в наличии обратных связей по управлению.

В процедурных Т., где отрабатываются действия в кабинах с большим числом управляющих органов, с помощью приборов-имитаторов моделируется работа той части пилотажного оборудования, которая необходима для отработки соответствующих процедур.

В специализированных Т., служащих для отработки техники управления наиболее важными агрегатами или системами либо развития профессиональных навыков у отдельных членов экипажа, моделируются динамические процессы управления системами и даже полёт ЛА в нормальных условиях и в нештатных ситуациях. На некоторых Т. этого типа устанавливаются системы имитации внешней обстановки.

Наиболее совершенными являются комплексные Т. (см. рис.), предназначены для формирования и отработки навыков пилотирования у всех членов экипажа как единого целого на всех или наиболее важных этапах полёта. Т. этого типа отличаются наибольшей полнотой имитации режимов полёта и воспроизведения функциональных систем ЛА. Они позволяют формировать навыки и умения различного иерархического уровня — от простейших до самых высоких. Здесь отрабатываются не только восприятие и осмысление потоков информации, дискретных процедур и непрерывного пилотирования, но и принятие решений, взаимодействие членов экипажа друг с другом и с наземными службами и др. Комплексные Т. оборудуются рабочими местами всех членов экипажа. Конструкция Т. включает систему подвижности, имитирующую ощущение пространственного полёта, систему полной имитации работы органов управления. Система подвижности представляет собой динамическую платформу, перемещающуюся с помощью гидроцилиндров, число которых совпадает с числом степеней свободы (3, 4 или 6).

В Т. первых поколений для имитации визуальной информации использовались проекционные системы, управляемые автономным вычислителем. Значительным шагом вперёд послужило создание телевизионных систем имитации визуальной обстановки (СИВО), передающих изображение макета местности, полученное подвижной управляемой камерой. Основные недостатки этих СИВО — большие габаритные размеры и жёсткая “привязка” к одному макету, то есть к одному сюжету. Электронный синтез визуальной обстановки осуществляется системами с ЦВМ, которые могут воспроизводить обстановку в 100 и более аэропортах, обладают большой гибкостью и быстродействием. Ранние поколения СИВО воспроизводили только ночные условия, позднее стали имитироваться дневные и сумеречные условия, а также полёт в тумане, облаках и пр.

Присутствие инструктора — характерная особенность всех Т. Он осуществляет не только контроль, но и управление обучением, хотя в ряде случаев предусмотрен режим самообучения курсанта. В некоторых Т. предусмотрено размещение рабочего места инструктора вне кабины, чтобы не подвергать его длительным акселерационным воздействиям. Большое внимание уделяется оснащению пульта инструктора средствами выдачи обобщённой информации о ходе “полёта” и агрегатами для автоматизации управления Т.

Многие авиапредприятия и учебные центры используют такие методы и средства подготовки и переподготовки лётных экипажей, которые позволяют если не полностью исключить некоммерческие тренировочные полеты, то свести их к очень небольшому числу. Это достигается путём существенного повышения технического уровня Т. и сопряженного с ними комплекса учебных средств, оснащением их высокоэффективными компонентами, использованием передовой технологии.

Основные показатели уровня Т. — адекватность характеристик, полнота имитируемых режимов, обучающие качества, габаритные размеры, металло- и энергоёмкость, стоимость. Важным является требование совпадения навыков и умений, формируемых в процессе обучения на Т., с достигаемыми при тренировках в реальном полёте. Повышение уровня Т., связанное с большим объёмом научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, окупается снижением расходов при эксплуатации ЛА, повышением безопасности и эффективности полётов. См. также Пилотажный стенд.

Г. Ш. Меерович.

Общий вид комплексного тренажёра: 1 — кабина экипажа; 2 — экраны системы визуализации; 3 — блок имитатора акустических шумов; 4 — гидросистема, 5 — кабели; 6 — пульт инструктора; 7 — система объективного контроля, 8 — вычислительный комплекс; 9, 11 — гидроцилиндры; 10 — агрегаты системы управления и имитации загрузки, 12 — рабочее место пилота — командира ЛА; 13 — приборная доска пилота — командира ЛА.

Трение в аэро- и гидродинамике — касательные составляющие вектора поверхностных сил. Если в аэро- и гидродинамических задачах движение жидкости или газа исследуется на основе Навье — Стокса уравнений, то действие сил трения учитывается во всём поле течения, и согласование результатов расчётов с экспериментальными данными зависит от модели движущейся среды и точности численного интегрирования уравнений динамики вязкой жидкости. Расчётом единственным образом определяются структура потока и аэродинамические характеристики обтекаемого тела, в частности аэродинамическое сопротивление, составной частью которого является сопротивление трения.

При больших Рейнольдса числах, с которыми обычно приходится иметь дело в авиации, широко используется теория течений идеальной жидкости и теория пограничного слоя. Хотя в первом случае силы трения формально не рассматриваются, но проявление их действия учитывается в той или иной форме либо при постановке задачи, либо при установлении единственности и существования решения. В вязкой жидкости за счёт сил трения происходит обмен импульсами и энергией между её частицами; в идеальной жидкости такого обменного механизма нет, поэтому при постановке задачи обычно делается предположение, эквивалентное этому механизму, например вращение жидкости как твёрдого тела. Другой пример — подъёмная сила профиля, наличие которой, согласно Жуковского теореме, связано с циркуляцией скорости вокруг профиля, но само возникновение циркуляции скорости и определение её единственного значения из Чаплыгина — Жуковского условия обусловлены проявлением неидеальных свойств среды, то есть проявлением сил трения. Третий пример — прямая ударная волна; уравнения газовой динамики формально допускают два решения: первое соответствует скачкообразному переходу сверхзвукового потока в дозвуковой, второе — скачкообразному переходу дозвукового потока в сверхзвуковой. Анализ этой задачи с учётом сил трения указывает на реализуемость первого решения и на невозможность существования второго решения. При безотрывном обтекании распределение давления на поверхности тела, полученное в рамках теории идеальной жидкости, достаточно хорошо согласуется с экспериментом; для известного поля невязкого течения сопротивление трения обтекаемого тела оценивается на основе уравнений пограничного слоя. В совокупности эти результаты позволяют правильно определить его аэродинамические характеристики.

В. А. Башкин.

Третьяков Анатолий Тихонович (1899—1978) — один из организаторов авиационной промышленности СССР, генерал-майор инженерно-авиационной службы (1944), Герой Социалистического Труда (1941). Учился в Горьковском университете. В авиационной промышленности с 1923. Директор авиационный заводов № 1 в Москве и Куйбышеве (1941—44), № 23 в Москве (1944—46). В годы Великой Отечественной войны под руководством Т. освоено производство штурмовиков Ил-2 и бомбардировщиков Ту-2. В 1946—60 на различных должностях в авиационной промышленности. Депутат ВС СССР в 1946—50. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Трещина усталостная — см. в ст. Усталость.

Триммер (англ. trimmer, от trim — приводить в порядок) — вспомогательная рулевая поверхность, расположенная вдоль задней кромки основного органа управления (см. рис.). Предназначен для частичной или полной компенсации шарнирных моментов органов управления на установившихся режимах полёта (см. Балансировка). Отклонение Т. на некоторый угол осуществляется пилотом с помощью специального привода и не зависит от угла отклонения органа управления.

Схема использования триммера для сервокомпенсации; 1 — триммер; 2 — орган управления; 3 — привод триммера.

Триплан (от лат. tri-, в сложных словах — три, трижды и planum — плоскость) — самолёт с тремя несущими поверхностями (крыльями), расположенными друг над другом (не обязательно строго по вертикали). В годы 1-й мировой войны по схеме Т. был построен ряд истребителей и бомбардировщиков (Сопвич “Трайплейн”, Фоккер Dr. 1, Капрони Са. 42 — см. рис. в табл. VIII и IX). Как и полипланы, Т. не имеют преимуществ перед бипланами, а конструктивно сложнее.

Тропопауза — граница между тропосферой и стратосферой (см. Атмосфера Земли). Представляет собой слой толщиной от несколько сотен метров до 1—3 км. За Т. условно принимают нижнюю границу слоя, в котором убывание температуры с высотой становится меньше 2{{°}}С/км. В тропиках Т. находится на высоте 15—18 км. В умеренных и полярных широтах Т. располагается на высоте 7—12 км. В циклонах Т. ниже, чем в антициклонах. Зимой в Арктике и Антарктике иногда наблюдаются случаи размывания Т. На широтах 30—40{{°}} отчётливо прослеживается “разрыв тропопаузы” — расположение двух слоёв тропопаузы один над другим (соответственно тропической над полярной). Этот разрыв находится в зоне субтропического струйного течения и играет важную роль в обмене воздухом между стратосферой и тропосферой. Разрыв Т. наблюдается иногда и в окрестности полярных струйных течений. Высота Т. испытывает сезонные изменения, а также изменения от суток к суткам при прохождении барических систем.

Значение Т. для авиации определяется наличием в этой области слабо развитой атмосферной турбулентности при ясном небе, а также изменении вертикального температурного градиента с высотой, что сказывается на работе двигателей. Обычно Т. является верхней границей облаков. Однако известны случаи, когда облака “пробивают” Т. и проникают в стратосферу.

Трубка тока — поверхность тока, проведённая через замкнутый контур С. Поверхность {{σ}}, расположенная внутри Т. т. и опирающаяся на контур С, называется её сечением. Если все линии тока внутри Т. т. и на её поверхности нормальны к поверхности {{σ}}, то такое сечение будет нормальным, или ортогональным. Т. т., сечение которой имеет бесконечно малую площадь, называется элементарной и в пределе {{σ→}}0 переходит в линию тока. Т. т. есть простой и наглядный кинематический образ, облегчающий изучение движения жидкостей и газов.

Трубка тока С₁ и С₂ — контуры трубки тока; {{σ}}₁ и {{σ}}₂ — её сечения.

Ту — марка самолётов, созданных в ОКБ, организованном А. Н. Туполевым, — см. Авиационный научно-технический комплекс (АНТК) имени А. Н. Туполева. Самолётам, проектировавшимся в 1922—37, присваивалось наименование “АНТ” (Андрей Николаевич Туполев), а с 1942 они получали обозначение “Ту”. Самолёты, созданные под руководством А. А. Туполева, имеют также марку Ту (рис. 1). Основные данные самолётов приведены в табл. 1—6.

АНТ-1 (рис. 2) — спортивный одноместный свободнонесущий моноплан с нижним расположением крыла, с ПД “Анзани”. Конструкция самолёта смешанная — деревянно-металлическая (нервюры и хвостовое оперение из кольчугалюминия). Основные элементы конструкции подвергались статическим испытаниям; проводились исследования в аэродинамических трубах. АНТ-1 успешно летал и подтвердил расчётные характеристики. Построен в одном экземпляре.

АНТ-2 (рис. 3 и рис. в табл. X) — первый цельнометаллический самолёт отечественной конструкции с ПД “Бристоль-Люцифер”. Проектировался в гражданском варианте для перевозки 2—3 пассажиров и почты и в военном — пилот и наблюдатель; вооружение 2 пулемёта. По схеме — свободнонесущий моноплан с верхним расположением крыла. Крыло двухлонжеронное неразъёмное. Фюзеляж почти треугольного сечения. Вся обшивка гофрированная. Кабина лётчика открытая. Предполагалось серийное производство в Кольчугине. Дублер АНТ-2бис с ПД “Райт” мощностью 220 кВт построен в ЦАГИ в 1930 и успешно использовался для почтовых перевозок.

АНТ-3, Р-3 (рис. 4 и рис. в табл. X) — двухместный разведчик, выполненный по схеме одностоечного полутораплана. Выпускался с ПД “Либерти” (опытный), “Нэпир-Лайон” (для перелёта в 1926 на АНТ-3 “Пролетарий”), М-5 и “Лоррен-Дитрих” (в серии). Фюзеляж треугольного сечения. Вооружение — два пулемёта “Льюис” калибра 7,62 мм. Лётчик-наблюдатель (он же стрелок) мог работать стоя. АНТ-3 — первый советский цельнометаллический самолёт, выпускавшийся серийно. На самолётах АНТ-3 выполнено два больших перелёта. Построено около 100 экземпляров.

АНТ-4, ТБ-1, Г-1 (рис. 5 и рис. в табл. X) — первый в мире цельнометаллический двухмоторный тяжёлый бомбардировщик свободнонесущей монопланной схемы. Строился с ПД “Нэпир-Лайон” (на опытном самолёте), БМВ-VI (на дублёре “Страна Советов”), М-17 (в серии). Крыло многолонжеронное, фюзеляж трапециевидного сечения, обшивка гофрированная. Кабина открытая. Вооружение — три спарки пулемётов ДА, бомбовая нагрузка до 1 т. В зимних условиях эксплуатировался на лыжном шасси; в гидроавиации (обозначение ТБ-1П) использовался на поплавковом шасси. После снятия с вооружения ТБ-1 передавались в ГВФ, где с меньшими эксплуатационными нагрузками под обозначением Г-1 применялись для транспортных перевозок. Для АНТ-4 впервые была решена задача создания лёгкой свободнонесущей монопланной конструкции. Это позволило в дальнейшем строить самолёты-монопланы с весовой отдачей, не уступающей бипланным схемам. Конструкция стала классической и получила признание в мировом самолётостроении. На АНТ-4 установлены мировые рекорды продолжительности полёта с грузом, выполнен ряд экспедиций и перелётов. Самолёт использовался для отработки пороховых ускорителей взлёта, дозаправки топливом в воздухе, системы десантирования людей и тяжёлой техники на парашютах, телемеханических средств управления, системы воздушного авианосца “Звено” (см. ниже). ТБ-1 принимали участие в боевых действиях в 1929 на станции Манчжурия, в 1938 у озера Хасан, в 1939 у озера Буир-Нур. В 1939—40 участвовали в военных действиях в Финляндии. Во время Великой Отечественной войны самолёты входили в состав авиагруппы ВВС Северного флота и использовались для транспортных перевозок. Строились серийно в 1929—32. Построено 216 экземпляров.

АНТ-5, И-4 (рис. 6 и рис. в табл. X) — одноместный цельнометаллический истребитель полуторапланной схемы с ПД “Гном-Рон-Юпитер IV” (на опытном самолёте), “Гном-Рон-Юпитер VI” (на дублёре) и М-22 (в серии). Верхнее трёхлонжеронное крыло состояло из двух половин, стыковавшихся по плоскости симметрии самолёта. В 1929 выпущена модификация И-4 с очень маленьким нижним крылом. Эта машина устанавливалась на крыле авианосца ТБ-1 (система “Звено”). Вооружение — два пулемёта “Виккерс” калибра 7,62 мм. Строились серийно в 1927—31. Построено 349 экземпляров.

АНТ-6, ТБ-3, Г-2 (рис. 7 и рис. в табл. XVI) — первый в мире цельнометаллический свободнонесущий моноплан-бомбардировщик с четырьмя ПД, расположенными в ряд по размаху в носке крыла. Вначале на АНТ-6 устанавливались ПД “Кёртисс-Конкерор”, затем БМВ-VI (на опытном самолёте), М-17Ф и М-34Р (в серии). При создании АНТ-6 реализована концепция А. Н. Туполева об эффективности свободнонесущих монопланных схем при использовании толстого профиля в корне крыла в сочетании с его разгрузкой. Четырёхлонжеронное крыло состояло из центроплана и двух консолей. Толщина профиля крыла обеспечивала при необходимости доступ в полёте к крайним силовым установкам. Носки крыла по обе стороны от каждого двигателя могли откидываться, образуя трап для осмотра силовой установки. В центроплане были установлены выдвижные башни стрелкового вооружения для защиты нижней задней полусферы. Фюзеляж трапециевидного сечения, кабина летчиков открытая, обшивка крыла и фюзеляжа гофрированная. Стабилизатор с изменяемым в полёте углом установки. Управление элеронами облегчалось включением в систему двух полиспастов. Зимой самолёт эксплуатировался на лыжном шасси. Вооружение — шесть — восемь пулемётов ДА, бомбовая нагрузка 4 т. В 30-х гг. только в СССР было налажено крупносерийное производство таких больших машин. В процессе серийной постройки самолёт непрерывно совершенствовался: подкрыльевые башни заменила кормовая установка; на руле направления был установлен серворуль; четырехколёсное шасси, состоящее из двух тележек, заменено двухколёсным с тормозами; использовались ПД новых моделей (в 1936 — М-34ФРН); на арктическом варианте кабина лётчиков сделана закрытой. Самолёт стал основой бомбардировочной авиации, воздушно-десантных соединений, военно-транспортной авиации. На нём отрабатывались системы “Звено” и “СПБ” (см. “Звено” Вахмистрова). На АНТ-6 установлены мировые рекорды, осуществлён ряд экспедиций и перелётов. После использования в ВВС самолёты ТБ-3 передавались в ГВФ, где под обозначением Г-2 продолжали работать с меньшими эксплуатационными нагрузками. ТБ-3 участвовали в военных конфликтах 1938—40. В Великой Отечественной войне использовались в качестве бомбардировщика, в воздушно-десантных и военно-транспортных операциях. В 1932—37 построено 819 экземпляров.

АНТ-7, Р-6, КР-6, Р-6П, МР-6, ПС-7, МП-6 (рис. 8 и рис. в табл. XII) — самолёт многоцелевого назначения, что отвечало военной доктрине середины 20-х гг., — разведчик, истребитель дальнего сопровождения, бомбардировщик, торпедоносец. Цельнометаллический моноплан с двумя ПД (М-17, БМВ-VIC, М-17Ф). Крыло четырёхлонжеронное с размещёнными внутри него бензобаками. Стабилизатор с изменяемым в полёте углом установки. Управление двойное (это позволило использовать АНТ-7 в качестве учебной машины при переходе на более скоростные самолёты СБ). Вооружение — пять пулемётов ДА, бомбовая нагрузка 500 кг. Защита задней нижней полусферы обеспечивалась опускающейся поворотной башней со стрелком. Хорошо вооружённая машина по скорости не уступала одномоторным истребителям тех лет. Поставленный на поплавки самолёт (обозначения Р-6П, МР-6) использовался в морской авиации. С 1936 АНТ-7 снимались с вооружения, передавались (под обозначениями ПС-7 и МП-6) в ГВФ и Главсевморпуть. Благодаря большому радиусу действия применялись для картографических съёмок в Сибири. Пассажирский вариант вмещал семь человек при двух членах экипажа. АНТ-7 был первым советским самолётом, пролетевшим 6 мая 1937 над Северным полюсом (см. Арктическая воздушная экспедиция 1937 года). В 1938 самолёты Р-6 участвовали в спасении людей с кораблей, затёртых льдами в море Лаптевых. В 1939 на ПС-7 выполнен сверхдальний перелёт Москва — бухта Нагаева (9222 км за девять лётных дней). Во время Великой Отечественной войны АНТ-7, уже снятый с вооружения, применялся для буксировки планёров, доставки оружия партизанам и эвакуации раненых и т. д. Было построено 406 самолётов разных модификаций.

АНТ-8, МДР-2 (рис. 9) — первый советский цельнометаллический гидросамолёт, морской дальний разведчик с двумя ПД БМВ-VI. Двигатели устанавливались на стойках над крылом и имели толкающие винты, что уменьшало вероятность их повреждения при волнении. Конструкция лодки во многом являлась экспериментальной. Часть нагрузки воспринималась несущими подкрыльевыми поплавками. Испытания, проведённые в начале 1931, показали, что машина имеет хорошую мореходность, способна взлетать и садиться при значительной волне. В серии самолёт не строился.

АНТ-9, ПС-9 (рис. в табл. XI) — пассажирский девятиместный самолёт. Опытный самолёт имел три ПД “Гном-Рон-Титан”. В серии ставились либо три ПД “Райт”, либо (в основном) два ПД М-17. По схеме — свободнонесущий моноплан с верхним расположением крыла. Шпангоуты фюзеляжа в пределах салона — рамные, в хвостовой части — с расчалками. Управление двойное; угол установки стабилизатора — изменяемый в полёте. В июле — августе 1929 опытный экземпляр. АНТ-9 под названием “Крылья Советов” совершил перелёт по Европе, подтвердивший, что машина не уступает иностранным самолётам такого же класса. С 1933 по 1943 ПС-9 широко использовались на гражданских авиалиниях. В 1935 ПС-9 был передан в агитэскадрилью имени М. Горького. Он получил название “Крокодил” (в честь сатирического журнала), был соответствующим образом оформлен внешне и с успехом совершал агитполёты. АНТ-9 участвовал во вспомогательных операциях Великой Отечественной войны. Серийная постройка самолётов велась в 1930—32. Построено около 70 экземпляров.

АНТ-10, Р-7 — двухместный разведчик бипланной схемы с ПД БМВ-VI. От АНТ-3 отличался большими размерами, установкой баков в крыле (впервые для бипланов), размещением бомб в фюзеляже. В серии не строился.

АНТ-13, И-8, “Жокей”, “Общественный самолёт” — одноместный истребитель-перехватчик с ПД “Кёртисс-Конкерор”. Безрасчалочный биплан небольших размеров и малого веса. Построен в порядке общественной инициативы. На нём впервые в СССР достигнута скорость 303 км/ч. В серии не строился.

АНТ-14 “Правда” (рис. 10 и рис. в табл. XI) — пассажирский самолёт на 36 мест. Из пяти ПД “Гном-Рон-Юпитер VI” четыре располагались в носке крыла по его размаху, один — в носовой части фюзеляжа. По схеме — подкосный цельнометаллический высокоплан с гофрированной обшивкой. Крыло четырёхлонжеронное, фюзеляж практически прямоугольного сечения, шпангоуты в пределах салона рамные, в хвостовой части — ферменные. Самолёт предназначался для проектировавшейся авиалинии Москва — Владивосток и был наиболее крупным пассажирский самолётом тех лет с высокими лётно-техническими характеристиками. Построен в одном экземпляре, так как пассажиро- и грузопоток оказались недостаточными для рентабельной эксплуатации столь больших машин. Под названием “Правда” АНТ-14 стал флагманом (до постройки АНТ-20) агитэскадрильи имени М. Горького. Использовался для платных полётов над Москвой, за 10 лет поднял в воздух около 40 тыс. пассажиров. Совершил несколько рейсов по стране и принял участие в авиационном празднике 1935 в Бухаресте.

АНТ-16, ТБ-4 (рис. 11) — тяжёлый бомбардировщик с шестью ПД М-34, два из которых установлены по тандемной схеме над фюзеляжем. Схема аналогична АНТ-6. Отличие в значительном увеличении размеров и устройстве двух крупных бомбоотсеков, расположенных до и после центроплана. В них размещалась бомбовая нагрузка до 4 т, что было впервые достигнуто в мировой практике. Необходимая жёсткость конструкции обеспечивалась мощными коробчатыми лонжеронами, люки окантовывались жёсткими рамами. Самолёт испытывался в 1933, в серии не строился.

АНТ-20 “Максим Горький” (рис. 12 и рис. в табл. XII) — в своё время самый большой в мире сухопутный самолёт. Строился на народные деньги (было собрано 6 млн. руб.) в связи с 40-летием литературной и общественной деятельности М. Горького и предназначался для проведения агитационных мероприятий. Для этих целей он был оборудован мощной радиоустановкой “Голос с неба”, типографией, радиостанциями, фотолабораторией, звуковой киноустановкой для демонстрации фильмов на открытом воздухе, библиотекой и т. п. Кабина пилотов была оснащена новейшими аэронавигационными приборами. Силовая установка состояла из восьми ПД М-34ФРН, два из них — в тандемном расположении над фюзеляжем. Запуск двигателей — сжатым воздухом; топливные баки — в консолях крыла. Крыло трёхлонжеронное, стабилизатор, регулируемый в полёте. Фюзеляж прямоугольного сечения. Шпангоуты рамные, в хвостовой части — ферменные. Почти вся поверхность самолёта гофрированная. Для посадки в самолёт впервые в авиационной практике применён трап, который в убранном положении становился частью пола. Впервые в истории авиации на самолёте использовался не только постоянный, но и переменный ток напряжением 120 В. Помимо членов экипажа на борту размещалось 72 человека. Служебные и бытовые (например, спальные каюты) помещения занимали площадь более 100 м². Как и все машины тех лет, самолёт разбирался на части, что позволяло перевозить их по железной дороге. На самолёте установлены мировые рекорды грузоподъёмности. В августе 1934 самолёт стал флагманом агитэскадрильи имени М. Горького. 18 мая 1935 в результате столкновения истребителя И-5 с АНТ-20 произошла катастрофа, погибли 46 человек.

АНТ-20бис, Л-760, ПС-124 — пассажирский вариант АНТ-20. После гибели АНТ-20 СНК СССР в 1935 принял постановление о производстве 16 подобных самолётов, однако был построен только 1 экземпляр. Основные отличия: с фюзеляжа снята тандемная установка двигателей, внутренние помещения переоборудованы на 64 пассажирских места. Установлено шесть ПД М-34ФРНВ, заменённых в 1940 двигателями АМ-35. ПС-124 успешно эксплуатировался на линии Москва — Минеральные Воды.

АНТ-21, МИ-3 — многоцелевой истребитель с двумя ПД М-17. Фюзеляж овального сечения с гладкой обшивкой, кабины закрытые, шасси убирающееся. Крыло и оперение имели гофрированную обшивку. Вертикальное оперение — с разнесёнными шайбами. Дублёр (АНТ-21бис; рис. 13) значительно отличался от опытного самолёта; шайбы были заменены килем, оперение выполнено с гладкой обшивкой. В серии самолёт не строился.

АНТ-22, МК-1 (рис. 14) — цельнометаллический гидросамолёт (морской крейсер), выполненный по схеме катамарана. Предназначался для дальней разведки, нёс бомбовую нагрузку до 6 т на наружных подвесках. Конструкция была уникальной и крупнейшей в мире из построенных по этой схеме. Крыло четырёхлонжеронное с гофрированной обшивкой. Над центропланом в трёх тандемных установках размещались шесть ПД АМ-34Р. Лодки конструктивно были выполнены как поплавки, с развитой носовой частью и относительно большой шириной. Обе лодки соединяло хвостовое оперение с двумя килями. Для придания конструкции необходимой жёсткости горизонтальное оперение было сделано бипланным расчалочным. Обшивка лодок и килей гладкая. На самолёте были превышены мировые рекорды высоты полёта с грузом. В серии не строился.

АНТ-23, И-12, “Бауманский комсомолец” — цельнометаллический одноместный пушечный истребитель двухбалочной схемы с низкорасположенным крылом. Кабина лётчика размещалась между двумя ПД “Юпитер-VI”, установленными тандемно и приводящими тянущий и толкающий воздушные винты. Крыло двухлонжеронное неразъёмное с гладкой обшивкой. Хвостовые балки крепились к лонжеронам крыла и в своей передней части переходили в обтекатели пушек. В серии не строился.

АНТ-25, РД (рис. в табл. XII) — цельнометаллический свободнонесущий моноплан с ПД М-34 (на опытном самолёте), затем — М-34Р. Назначение — установление рекорда дальности беспосадочного полёта по прямой. Крыло низкорасположенное двухлонжеронное с третьим дополнительным задним лонжероном. Отличалось большим удлинением ({{λ}} = 13,1), наличием семиметровых топливных баков, воспринимавших часть нагрузки. Обшивка гофрированная, обтянутая полотном. При конструировании крыла использовали специально разработанную методику расчёта на вибрацию и прочность крыльев большого удлинения. Фюзеляж монококовый с гладкой обшивкой, оперение — с гофрированной обшивкой. Кабина на трёх членов экипажа имела новейшее радио-, электро-, навигационное оборудование, обогрев. Впервые в СССР применён электрифицированный механизм подъёма шасси. Для непотопляемости в случае вынужденной посадки на воду имелись мешки из прорезиненной ткани, наполнявшиеся воздухом. На самолётах АНТ-25 выполнен ряд выдающихся перелётов (в том числе беспосадочные перелёты экипажей В. П. Чкалова и М. М. Громова через Северный полюс в США) и установлены мировые рекорды дальности беспосадочного полёта по прямой и ломаной. Строился малой серией (16 экземпляров), в том числе с дизелями ЮМО-4 и АН-1 по 1 экземпляру (обозначение РДД).

АНТ-27, МДР-4 (рис. 15) — морской дальний разведчик. По схеме — лодка со свободнонесущим монопланным крылом и близко поставленными к ней подкрыльевыми поплавками. Крыло трёхлонжеронное с гофрированной обшивкой центроплана и полотняной на консолях. Над крылом на стойках установлены три ПД М-34Р. Средняя установка — с толкающим винтом. Хвостовое оперение высокоподнятое. В 1935 построен второй вариант (АНТ-27бис), который в связи с изменением боевого назначения получил обозначение МТБ-1 — морской торпедоносец-бомбардировщик. Выпускался малой серией — 15 самолётов.

АНТ-29, ДИП (рис. 16) — двухместный пушечный истребитель с двумя ПД М-100 и полностью гладкой обшивкой. Самолёт был вооружён 102-мм динамореактивной пушкой системы Л. В. Курчевского. Ствол пушки и труба для отвода газов проходили по низу фюзеляжа. Предусматривалась возможность установки и др. вооружения. В связи с появлением реактивных снарядов ДИП своё назначение потерял.

АНТ-31, И-14 (рис. 17) — истребитель цельнометаллической конструкции со свободнонесущим монопланным крылом; первый в Советском Союзе с убирающимся шасси. Фюзеляж и киль с гладкой обшивкой, крыло и стабилизатор — с гофрированной. Уборка шасси тросовым приводом; колёса снабжены тормозами. Опытный самолёт с высотным ПД “Бристоль-Меркур” имел закрытый фонарь кабины. В серии строился АНТ-31бис (рис. в табл. XII), имевший ряд отличий; обшивка полностью гладкая, кабина открытая, опоры шасси крепятся под бортом фюзеляжа и убираются в сторону консолей крыла. Первые самолёты выпускались с ПД “Райт-Циклон”, большинство — с М-25. Вооружение — пулемёт ПВ-1 и две автоматические пушки Курчевского АПК калибра 37 мм. Построено 22 экземпляр. Первый полёт в 1933.

АНТ-35, ПС-35 (рис. 18 и рис. в табл. ХIII) — первый скоростной пассажирский самолёт на линиях ГВФ. На опытном АНТ-35 было два ПД “Гном-Рон”, на серийных — два М-62ИР. Планёр, за исключением фюзеляжа, взят от АНТ-40. В новом фюзеляже размещалось 10 пассажирских кресел; он был оборудован звуко- и теплоизоляцией, общей и индивидуальной вентиляцией, освещением, отоплением. Экипаж размещался в кабине с двойным управлением и совершенным навигационным оборудованием. Самолёт мог продолжать полёт с одним работающим двигателем. Построено 11 экземпляров.

АНТ-37, ДБ-2 (рис. 19) — дальний бомбардировщик с двумя ПД К-14 (“Мистраль-Мажор”). Во время испытаний из-за вибрации горизонтального оперения произошло разрушение самолёта в воздухе. Самолёт-дублёр ДБ-2 с двумя ПД “Гном-Рон”, переданный на испытания с необходимыми усилениями конструкции, показал хорошие характеристики по дальности полёта. В серии не строился.

АНТ-37бис, ДБ-2Б, “Родина” (рис. в табл. XIII) — вариант самолёта АНТ-37, приспособленного для установления рекорда дальности. Были установлены более мощные ПД М-86, переоборудована кабина, увеличен объём баков. Планёр практически не менялся. Крыло и оперение с гладкой обшивкой. Впервые в СССР применено электрическое управление подъёмом и выпуском шасси. На самолёте “Родина” в 1938 В. С. Гризодубова, П. Д. Осипенко и М. М. Раскова установили женский мировой рекорд дальности беспосадочного полёта по прямой. В серии не строился.

АНТ-40, СБ (рис. в табл. XVI) — массовый скоростной фронтовой бомбардировщик. Его скорость была близка к скорости истребителя, что дало возможность использовать СБ для нанесения бомбовых ударов в тактической зоне противника без прикрытия истребителей. По схеме — цельнометаллический среднеплан с двумя ПД “Райт-Циклон” (в серии ПД М-100). Крыло двухлонжеронное, фюзеляж монококовой конструкции. На элеронах впервые введена противофлаттерная весовая компенсация, ставшая обязательной для скоростных самолётов.

Обшивка гладкая. Опоры колёсного шасси убирались назад в мотогондолы, лыжные поднимались и прижимались к нижней поверхности мотогондол, где были сделаны зализы-обтекатели. Протестированные баки размещались в центроплане и в крыле. На серийных машинах предусматривалась возможность установки подвесных баков. Стрелковое вооружение — четыре пулемёта ШКАС. Бомбовая нагрузка 1—1,5 т. Дальность полёта с 500 кг бомб — 1000 км. Самолет выпускался в различных модификациях с разными ПД. После снятия с вооружения самолёты использовались в ГВФ с меньшими эксплуатационными нагрузками под обозначениями ПС-40, ПС-41 в качестве транспортных. В 1937 на СБ установлен мировой рекорд подъёма 1000 кг груза на высоту 12246,5 м. СБ участвовал в боевых действиях в Китае, Испании, Монголии, на Дальнем Востоке, в советско-финской войне. К началу Великой Отечественной войны фронтовая бомбардировочная авиация на 94% состояла из самолётов СБ. Построено 6831 экземпляров, в том числе 250 — в варианте пикирующего бомбардировщика Ар-2.

АНТ-41, Т-1 (рис. 20) — торпедоносец-среднеплан с двумя ПД М-34ФРН. Крыло двухлонжеронное. Шасси убиралось в мотогондолу, хвостовое колесо — в фюзеляж. Обшивка гладкая с потайной клёпкой. На внутренней подвеске размещались две торпеды или две бомбы по 1000 кг. Испытания показали высокие скоростные данные (435 км/ч), хорошую скороподъёмность. В одном из полётов Т-1 потерпел катастрофу из-за возникшего флаттера крыла. Работы по заложенной серии были прекращены.

АНТ-42, ТБ-7, Пе-8 — см. в ст. Пе.

АНТ-44, МТБ, “Чайка” (рис. 21 и рис. в табл. XVI) — морской тяжёлый бомбардировщик. По схеме — цельнометаллическая летающая лодка с небольшим изгибом крыла по типу “Чайка”. В носке крыла по размаху размещались четыре ПД М-85. Корпус лодки с широким днищем имел оптимальные обводы, полученные по данным испытаний моделей в гидроканале ЦАГИ. АНТ-44 успешно прошёл испытания. Второй экземпляр, получивший название АНТ-44бис (или АНТ-44Д), с более мощными ПД М-87 был выполнен по схеме амфибии. АНТ-44бис также успешно прошёл испытания; в 1940 на нём установлено шесть рекордов по классу амфибий. Применялся в Великой Отечественной войне. Вооружение — четыре пулемёта ШКАС, две пушки ШВАК; бомбы — до 2,5 т. В серии не строился.

АНТ-51, “Иванов” — одномоторный разведчик-моноплан с ПД М-62. Дальнейшие модификации, строившиеся серийно, — ББ-1, Су-2 (см. в ст. Су).

Ту-2, “103” (рис. 22 и рис. в табл. XVIII) — фронтовой пикирующий бомбардировщик, созданный в 1939—40 в спецтехотделе № 103 ЦКБ-29 НКВД. По схеме — среднеплан с разнесённым хвостовым оперением. Два ПД: АМ-37 (на опытном самолёте и дублёре), АШ-82 (на третьем самолёте), АШ-82НВ (в серии). Двухлонжеронное крыло состояло из центроплана и консолей. Основные опоры шасси убирались назад в мотогондолы, хвостовое колесо — в фюзеляж. Фюзеляж полумонококовой конструкции с большим бомбовым отсеком. Базовая схема была использована для создания ряда модификаций: первого в СССР специального фоторазведчика, штурмовика, перехватчика, скоростного дальнего бомбардировщика, торпедоносца, истребителя дальнего сопровождения. Вооружение — две пушки ШВАК по бортам фюзеляжа, три — пять пулемётов УБ (УБТ) для защиты сзади. Бомбовая нагрузка — три бомбы по 1000 кг, максимальная нагрузка до 4 т. Мощное вооружение и большая скорость полёта позволяли использовать Ту-2 без истребителей сопровождения. Серийная постройка продолжалась с 1942 по 1950. Построено более 2500 самолётов, из них около 800 участвовало в Великой Отечественной войне и в войне 1945 с Японией. Самолёт проявил себя как один из лучших фронтовых бомбардировщиков 2-й мировой войны. Он стал своеобразным “мостом” между поршневой и реактивной авиацией. На его базе был построен первый реактивный бомбардировщик Ту-12 (см. ниже).

Ту-4, Б-4 (рис. 23) — дальний тяжёлый бомбардировщик с четырьмя ПД АШ-73ТК. В 1945 в ОКБ велась разработка самолёта “64” — первого послевоенного четырёхмоторного бомбардировщика. Однако задерживалось решение вопросов о его оснащении современным радио-, навигационным оборудованием, системами вооружения и т. п. Это объяснялось тем, что во время войны не было возможности проводить широкие перспективные разработки. Для решения возникших проблем в минимальные сроки производство постановило вместо самолёта “64” разработать самолёт Б-4, взяв за образец имевшиеся в СССР американские самолёты В-29 с современным оборудованием. На создание советского аналога было отведено два года. За это время предстояло не только поднять на качественно новый уровень развития многие отрасли промышленности, но и изготовить, испытать и начать серийное производство сотен приборов и агрегатов для самолётов Б-4. Ответственным за весь комплекс работ, в котором участвовало более 900 заводов, КБ и НИИ различных наркоматов, был назначен А. Н. Туполев. По схеме Ту-4 — среднеплан с крылом большого удлинения ({{λ}} = 11,5). Крыло двухлонжеронное трапециевидное. Шасси с передней опорой, оборудовано гидравлическими тормозами. Передние кромки крыла и оперения с противообледенительными пневматическими протекторами. Фюзеляж полумонококовой конструкции с тремя герметическими кабинами. Передняя и средняя кабины соединены между собой тоннелем. На средней кабине имеются три блистерных прицельных станции. Срелковое вооружение — 10 пушек НС-23 в пяти турельных установках с дистанционным управлением с любого поста. Бомбовая нагрузка 6 т, перегрузочная — восемь 1000-кг бомб. Ту-4 стал последним серийным бомбардировщиком с ПД и до середины 50-х гг. был основным самолётом стратегической авиации СССР. Самолёт широко использовался в качестве летающих лабораторий (Ту-4ЛЛ) для испытаний нового оборудования, двигательных установок, систем дозаправки топливом в полёте и др. В варианте стратегического разведчика (Ту-4Р) был оснащён дополнительными баками в переднем бомбоотсеке и фотооборудованием в заднем. Построено около 1000 экземпляров.

Ту-12, “77” (рис. 24 и рис. в табл. XXIII) — первый советский реактивный бомбардировщик с двумя ТРД “Нин-1”. Создан на базе серийного Ту-2. Основные отличия: обшивка кессона крыла подкреплена изнутри гофром, фюзеляж увеличен по высоте и удлинена его носовая часть; шасси с передней опорой; гондолы двигателей заканчивались обтекателями для подкрыльевых опор. Вооружение — одна пушка НР-23, два пулемёта УБТ, бомбовая нагрузка от 1 до 3 т. При создании Ту-12 впервые решались вопросы, связанные с особенностями как проектирования, так и технологии производства тяжёлых реактивных самолётов. В частности, стала очевидной необходимость перехода от индивидуального кислородного питания к гермокабинам. Ту-12 успешно прошёл испытания, достигнув скорости 783 км/ч. Строился малой серией — 5 экземпляров.

Ту-14, “73” (рис. 25) — следующий реактивный бомбардировщик ОКБ. Для самолёта спроектировано крыло со скоростными профилями, применена гермокабина. Горизонтальное оперение стреловидное, вертикальное однокилевое. Ту-14 имел ряд модификаций. В связи с недостаточной мощностью двух ТРД “Нин-1”, установленные под крылом, впервые в практике мирового самолётостроения была разработана и осуществлена установка третьего двигателя (ТРД “Дервент-V”) в хвостовой части фюзеляжа. Самолёт успешно прошёл испытания, показав скорость 872 км/ч на высоте 5000 м и дальность 2810 км. В варианте разведчика имел обозначение “73Р” (“74”). Первый полёт в 1947.

Самолёт Ту-14. (“78”) отличался от самолёта “73” установкой отечественных двигателей (два ТРД РД-45 и один РД-500) взамен импортных. Были внесены изменения в вертикальное оперение и остекление кабины. В вариантах торпедоносца Ту-14Т (“81”) и разведчика Ту-14Р (“89”) установлены два более мощных ТРД ВК-1, что позволило вместо третьего двигателя оборудовать кормовую гермокабину. При этом экипаж уменьшился с четырёх до трёх человек, число пушек НР-23 с шести до четырёх. Торпеды подвешивались в удлинённом бомбоотсеке. Ту-14Т имел скорость 860 км/ч, дальность около 3000 км. Для авиации ВМФ построено 87 самолётов.

Ту-16, “88” (рис. 26 и рис. в табл. XXV) — первый советский серийный дальний бомбардировщик со стреловидным крылом. В принятой компоновке два ТРД АМ-3, имевшие большие габариты, размещались в корне крыла вплотную к бортам фюзеляжа, к которому они и крепились; основные опоры шасси, впервые имевшие многоколёсные тележки, убирались назад в обтекатели. Каналы воздухозаборников двигателей проходили сквозь крыло, что потребовало особой конструкции корневых зон лонжеронов. Найденные конструктивные решения позволили получить оптимальные аэродинамические качества. Система сервокомпенсации и профилирование носков рулей обеспечили возможность ручного управления во всём диапазоне скоростей без бустерных устройств. Впервые для самолётов такого типа была разработана и внедрена в практику система дозаправки топливом в полёте “с крыла на крыло”. Вооружение — семь пушек НР-23; бомбовая нагрузка 3 т (максимальная — 9 т). Ту-16 имел ряд модификаций: разведчик с фотоаппаратурой в бомбоотсеке, заправщик с дополнительным топливным баком, торпедоносец, постановщик радиопомех, ракетоносец. В последней модификации Ту-16 мог поражать объекты противника, не входя в зону его ПВО. Строился массовой серией с 1953. Построено более 1500 экземпляров.

Ту-22 — реактивный сверхзвуковой бомбардировщик со среднерасположенным крылом и двумя двигателями типа ВД-7М в хвостовой части фюзеляжа. Экипаж 3 человека. Максимальная взлётная масса без ускорителей 92 т. Максимальная дальность полёта на крейсерском дозвуковом режиме 5650 км. Потолок 13500 м, скорость 1640 км/ч. Вооружение: пушка калибра 23 мм, бомбовая нагрузка до 9 т. Строился серийно в различных модификациях. Первый полёт в 1959.

Ту-22М-3 — реактивный сверхзвуковой бомбардировщик; самолёт с крылом изменяемой в полёте стреловидности и двумя ТРДДФ в хвостовой части фюзеляжа (первый полёт в 1969). На Ту-22МЗ (1977) два ТРДДФ НК-25 тягой по 242 кН. Экипаж — 4 человека. Максимальная взлётная масса без ускорителей 122 т, практический потолок 14000 м, максимальная скорость 2300 км/ч. Вооружение: УР, бомбы. Строился серийно.

Ту-28 — то же, что Ту-128 (см. ниже).

Ту-70 (рис. 27) — первый в СССР пассажирский самолёт с герметизированном салоном. По схеме — низкоплан с четырьмя ПД АШ-73ТК. Построен на базе Ту-4 с увеличенным по длине и диаметру фюзеляжем. Салон оборудован отоплением, вентиляцией, имеется блок питания. Самолёт успешно прошёл испытания. В серии не строился. Опыт создания большой герметизированной кабины использован при проектировании Ту-104.

Ту-75 — транспортный вариант самолёта Ту-70. Фюзеляж приспособлен для размещения в нём тяжёлой боевой техники. Для этой цели сделан большой грузовой люк с опускающимся тралом. Самолёт брал до 10 т груза или 100 десантников со штатным вооружением. Были введены стрелковые установки — верхняя, нижняя и кормовая. Ту-75 применялся для грузовых перевозок. В серии не строился. Первый полёт в 1950.

Ту-80 (рис. 28) — дальний бомбардировщик с четырьмя ПД АШ-73ФН. Развитие Ту-4 с целью увеличения дальности полёта. Основные отличия: новая компоновка передней кабины, ставшая прототипом для Ту-85 и Ту-95; облегчённая конструкция; улучшенная аэродинамика крыла; полуутопленные бортовые блистеры прицельных станций. Крыло с несколько б{{ó}}льшим размахом позволило на 15% увеличить запас топлива. С нагрузкой в 3 т была достигнута дальность свыше 7000 км. В серии самолёт не строился.

Ту-82, “82” (рис. 29) — фронтовой бомбардировщик с двумя ТРД ВК-1. Впервые в отечественном самолётостроении на бомбардировщике было применено стреловидное крыло. Мотогондолы двигателей, расположенных под крылом, объединялись с обтекателями шасси. Экипаж размещался в двух гермокабинах. Испытания подтвердили правильность выбранных конструктивных и технологических решений. Скорость Ту-82 достигала 934 км/ч на высоте 4000 м. Построено 2 экземпляра. Полученные результаты позволили приступить к проектированию самолёта Ту-16 (“88”).

Ту-85 (рис. 30) — межконтинентальный бомбардировщик с четырьмя ПД ВД-4К (на опытном самолёте; на дублёре предполагались АШ-2К). Среднеплан; крыло двухлонжеронное с работающей обшивкой. Новшества в его конструкции, а также расход горючего из крыльевых баков по наиболее рациональной схеме позволили получить большой выигрыш в весе, высокое аэродинамическое качество. Конструкции многих агрегатов аналогичны конструкциям на самолёте Ту-4. Вооружение — 10 пушек НР-23, бомбовая нагрузка до 20 т. Первый советский самолёт с массой более 100 т. Самолёт успешно прошёл испытания. Работы по внедрению его в серийное производство были прекращены, так как на смену бомбардировщикам с прямым крылом и ПД шли машины со стреловидным крылом и ГТД (ТВД и ТРД), имевшие значительно большие скорости.

Ту-91 — двухместный многоцелевой самолёт с ТВД ТВ-2 мощностью 4480 кВт. Первоначально предназначался для палубного базирования на авианесущих кораблях, поэтому имел конструктивные особенности: складывающиеся вверх консоли крыла, систему для взлёта и посадки на палубу. Последующая переориентация на сухопутный вариант позволила упростить и облегчить конструкцию. Сразу за соосными винтами размещалась кабина. Лётчик и штурман сидели рядом, разделённые валом, проходившим от двигателя к редуктору. Двигатель, находившийся за кабиной, служил своеобразной бронезащитой экипажа. Катапультные сидения обеспечивали одновременное покидание самолёта членами экипажа. Оборудование позволяло работать со всеми видами вооружения, устанавливаемого на самолёте. Имелось дистанционное управление оружием для защиты задней полусферы. Самолёт успешно прошёл испытания. При полётной массе 7 т имел дальность 1500 км, скорость 500 км/ч, потолок 6 км. В серии не строился.

Ту-95 — стратегический бомбардировщик с восемью ТВД ТВ-2Ф, сведёнными попарно в четыре установки с редуктором уникальной конструкции на опытном самолете, и с четырьмя ТВД НК-12 — на серийных. По схеме — среднеплан со стреловидным крылом большого удлинения. Шасси с передней опорой, с четырёхколёсными тележками на основных опорах. Обтекатели шасси являлись продолжением мотогондол внутреннего ТВД. Каждый из ТВД приводил во вращение (в противоположных направлениях) два соосных четырёхлопастных винта, оборудованных системой автофлюгирования. Ту-95, как и Ту-16, стал в процессе развития ракетоносным комплексом. Имел ряд модификаций различного назначения. Строился серийно. Первый полёт в 1952.

Модификация Ту-95МС — составная часть ударного авиационного комплекса, в который входят самолёт-носитель, ракеты класса “воздух — поверхность” (шесть крылатых ракет), оборонительный комплекс. На Ту-95МС установлены четыре ТВД НК-12МВ, оборудование для заправки топливом в полёте по системе “шланг — конус”. Экипаж 7 человек.

Ту-98 — сверхзвуковой бомбардировщик с двумя ТРД АЛ-7Ф, расположенный в хвостовой части фюзеляжа. Новшества: силовые элементы крыла и фюзеляжа выполнены из прессованных профилированных панелей; для ввода в двигатели невозмущённого воздушного потока установлены удлинённые воздухозаборники; основные опоры шасси крепились к фюзеляжу и убирались в него, оставляя крыло “чистым”; во всех каналах управления введены гидроусилители, рулевые демпфирующие устройства. Построено 2 экземпляра.

Ту-104 (рис. 31 и рис. в табл. XXV) — первый советский реактивный пассажирский самолёт. По схеме — низкоплан с двумя ТРД АМ-3. Построен на базе самолёта Ту-16. Заново спроектированный фюзеляж состоял из кабины экипажа и салона. В салоне размещалось от 50 до 115 пассажиров в зависимости от модификации. Впервые в отечественном самолётостроении были решены проблемы обеспечения ресурса герметичного фюзеляжа. Носок крыла обогревался горячим воздухом от компрессора двигателя; киль и стабилизатор имели электрообогрев. Шасси — с передней опорой. Вошёл в строй в 1956 и по существу стал первым в мире реактивным пассажирский самолётом, успешно вступившим в регулярную эксплуатацию. В 1958 на Всемирной выставке в Брюсселе самолёту присуждена золотая медаль. На специальном самолёте Ту-104 моделировались условия невесомости для лётчиков из первого отряда космонавтов. На Ту-104 установлено 26 мировых рекордов, совершён ряд известных перелётов. Самолёт эксплуатировался зарубежными авиакомпаниями. Снят с эксплуатации в 1980. Установлен как памятник в Московском аэропорту Внуково. Построено свыше 200 экземпляров.

Ту-110 — реактивный пассажирский самолёт с четырьмя ТРД АЛ-7П. Создан на базе Ту-104. Основные отличия, связанные с попарной установкой двигателей с каждого борта фюзеляжа: изменена конфигурация корневых зон лонжеронов для новых воздухозаборников; двигатели крепятся к крыльевой балке, а не к фюзеляжу. Построено 2 экземпляра. Первый полёт в 1957.

Ту-114 (рис. в табл. XXVI) — пассажирский самолёт с четырьмя ТВД НК-12МВ, построенный на базе Ту-95. По схеме — моноплан с низкорасположенным крылом и подвижным стабилизатором. Были решены проблемы жизнеобеспечения и необходимого комфорта для 220 пассажиров при длительном полёте. Самолёту были присущи многие особенности аэробуса. Двухпалубный фюзеляж в нижней части имел отсеки для багажа, почты, комнату отдыха экипажа. Здесь же была расположена кухня с запасом продуктов. Палубы соединялись лестницей. На верхней палубе помимо салонов с удобными креслами имелось четыре трёхместных спальных купе. В расположенный между салонами буфет еда подавалась из кухни специальным лифтом. Пассажиров обслуживали шесть бортпроводниц. С конца 50-х гг. до 1967 Ту-114 был флагманом “Аэрофлота” и эксплуатировался на линиях большой протяжённости, связывающих Москву с Хабаровском, Дели, Нью-Йорком, Токио, Гаваной. В СССР самолёт не имел конкурентов по экономической эффективности. Ту-114 удостоен Гран при на Всемирной выставке 1958 в Брюсселе, ему принадлежат 32 мировых рекорда. Самолёт снят с эксплуатации в 1976, установлен в Московском аэропорту Домодедово как памятник сверхдальнему турбовинтовому лайнеру. Построено 32 экземпляра.

Ту-116, Ту-114Д — пассажирский самолёт с четырьмя ТВД НК-12 для эксплуатации на сверхдальних беспосадочных трассах. Создан на базе Ту-95. Изменения коснулись конструкции фюзеляжа. За центропланом расположена гермокабина, включающая два салона на 20 человек, кухню, туалет, служебное помещение. Для входа и выхода использовался опускающийся трап. В 1958 на Ту-116 совершён ряд выдающихся перелётов, среди них первый беспосадочный рейс пассажирского самолёта по маршруту Москва — Владивосток. Построено 2 экземпляра. Первый полёт в 1965.

Ту-124 (рис. 32 и рис. в табл. XXVII) — реактивный ближнемагистральный пассажирский самолёт с двумя ТРДД Д-20П. Впервые в СССР на пассажирском самолёте были установлены более экономичные и менее шумные двухконтурные ТРД. Наличие двухщелевых закрылков и интерцепторов на крыле, посадочного щитка на фюзеляже, тормозного парашюта позволяло эксплуатировать самолёт с ВПП как с твёрдым покрытием, так и с грунтовым. Шасси трёхопорное. Основные опоры с четырёхколёсными тележками, убирающимися назад по полёту в гондолы-обтекатели. В зависимости от классности салон рассчитан на 44 или 56 человек. Он оснащён удобными креслами, отоплением, вентиляцией; имеется буфет. Самолёт эксплуатировался рядом зарубежных компаний. Построено более 150 экземпляров.

Ту-126 — первый советский самолёт, оборудованный системой дальнего радиолокационного обнаружения. Создан на базе Ту-114. Фюзеляж удлинён и переоборудован для размещения радиотехнического комплекса “Лиана” и обслуживающего персонала. На хвостовой части фюзеляжа установлен пилон, несущий на себе радиопрозрачный обтекатель с размещённой в нём радиолокационной антенной поиска целей. Комплекс “Лиана” обеспечивал раннее обнаружение самолётов и надводных кораблей, определение их государственной принадлежности. Полученные данные передавались на пункты ПВО. Строился серийно.

Ту-128, Ту-28 — дальний сверхзвуковой истребитель-перехватчик с двумя ТРДФ АЛ-7Ф-2 с тягой по 66,7 кН (99 кН на форсаже), расположенными в хвостовой части фюзеляжа (первый полёт в 1961). Построен на базе Ту-98. Шасси трёхопорное; основные опоры убираются в обтекатели на крыле, носовая — в фюзеляж (назад по полёту). Герметическая кабина оборудована катапультными креслами, обеспечивающими покидание самолета на всех режимах полёта, включая взлёт и посадку. Экипаж 2 человека. Максимальная взлётная масса — 43 т, максимальная скорость — 1665 км/ч, практическая дальность полёта — 2565 км, потолок — 15600 м. Вооружение — четыре ракеты класса “воздух — воздух”. Оборудован системой обнаружения, захвата и сопровождения цели. Строился серийно. Первый полёт в 1961.

Ту-134 (рис. 33 и рис. в табл. XXVIII) — ближнемагистральный пассажирский самолёт с двумя ТРДД Д-20П-125 на опытном самолёте и Д-30 на серийных. Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа на пилонах, что значительно снижает шум в салоне. Горизонтальное оперение поднято на вершину киля. Топливо размещено в кессон-баках крыла. Ту-134 был сертифицирован по международным нормам. Самолёт строился в различных модификациях: пассажирские, машины специального назначения, летающие лаборатории. Использовался также в школах ВВС. Ту-134 широко применялся в “Аэрофлоте” и во многих зарубежных авиакомпаниях. Построено более 850 экземпляров.

Ту-144 (рис. 34 и рис. в табл. XXIX) — сверхзвуковой пассажирский самолёт с четырьмя ТРДДФ НК-144А (в серии ТРД РД36-51А). Выполнен по схеме “бесхвостка” Крыло треугольное, малого удлинения, с наплывом большой стреловидности в передней части. Управление самолётом по тангажу и крену осуществляется двумя элевонами. Каждый из них состоит из четырёх секций, отклоняемых раздельно с помощью двух бустеров. Руль направления имеет две секции также с раздельным управлением. Наличие секций в органах управления существенно повышает надёжность работы системы, этой же цели служит четырёхкратное резервирование всех основных систем. Силовая установка скомпонована под крылом в двух изолированных мотогондолах, каждая на два двигателя. Топливо размещено в кессон-баках крыла. Оно расходуется автоматически по определённой программе, обеспечивающей необходимую центровку машины. Шасси трёхопорное. Основные опоры имеют двухосную восьмиколёсную тележку. Все колёса оборудованы тормозами. Опоры убираются вперёд по полёту в ниши между каналами воздухозаборника. Кабина экипажа вписана в обводы фюзеляжа и не имеет обычного выступающего фонаря. Поэтому носовая негерметизированная часть фюзеляжа с радиолокатором и антенными системами при взлёте и посадке отклоняется вниз, открывая лобовые стёкла кабины пилотов для визуального обзора. Для улучшения взлётно-посадочных характеристик применено убирающееся в полёте переднее горизонтальное оперение. Самолёт оборудован рядом автоматических систем, в том числе для навигации и слепой посадки. Салон вмещает 150 пассажиров. Багаж размещается в контейнерах в багажных отсеках. На самолёте установлен ряд мировых рекордов. Строился серийно. В 1977—78 эксплуатировался на трассе Москва — Алма-Ата.

Ту-154 (рис. 35 и рис. в табл. XXVIII” — магистральный реактивный пассажирский самолёт с тремя ТРДД НК-8-2 (Д-3ОКУ-154 на модификации Ту-154М). Низкорасположенное трёхлонжеронное крыло имеет хорошую аэродинамическую компоновку, снабжено предкрылками, интерцепторами, трёхщелевыми закрылками. Топливо размещается в кессон-баках крыла. Шасси трёхопорное. Подкрыльевые опоры состоят из тележек с тремя парами колёс. Фюзеляж, за исключением носка с антенной радиолокатора и хвостовой части, где крепятся двигатели, герметизирован. В салоне, в зависимости от шага кресел, размещается от 164 до 180 пассажир, которых обслуживают шесть бортпроводниц. Три багажных отсека (два из них герметизированы) вмещают 18 т коммерческой нагрузки. Двигатели, расположены в хвостовой части фюзеляжа на демпферных опорах, имеют удобный доступ для осмотра. Над средним двигателем находится вспомогательная силовая установка. Горизонтальное оперение с подвижным стабилизатором установлено сверху киля. Рули направления и высоты — сотовой конструкции. Построенный в разных модификациях Ту-154 широко применяется на линиях “Аэрофлота” и в зарубежных авиакомпаниях.

Ту-155 — самолёт, на котором впервые в мировой практике установлен двигатель, работающий на криогенном топливе (жидкий водород или сжиженный природный газ). Построен на базе серийного самолёта Ту-154. Из трёх двигательных установок две (левая и средняя) — обычные для Ту-154 ТРДД НК-8-2. Третья (правая) установка включает двигатель НК-88 или НК-89, работающий на криогенном топливе. Для его размещения в хвостовой части переоборудованного пассажирского салона установлен специальный бак. Использование криогенного топлива потребовало разработки, создания и освоения принципиально новых для авиастроения технологических процессов. Работу криогенной силовой установки, её пожаро- и взрывобезопасность обеспечивают 30 бортовых ЭВМ. Первые лётные испытания Ту-155 с двигателем НК-88, работавшим на жидком водороде, проведены в 1988, а с НК-89, работавшим на сжиженном природном газе, — в 1989. Они подтвердили правильность выбранных технологических решений.

Ту-160 — сверхзвуковой стратегический бомбардировщик, с крылом изменяемой в полёте стреловидности. Четыре ТРДД НК-32 установлены попарно в гондолах под задней частью крыла. Хвостовое оперение крестообразной формы, киль цельноповоротный. Максимальная взлётная масса 275 т. Экипаж (два пилота и два штурмана) размещён в двух двухместных кабинах, оборудованных катапультными креслами. В полёте самолёт может находиться (с дозаправкой в воздухе) десятки часов, поэтому для экипажа предусмотрены кухня, откидная койка и др. удобства. Управление самолётом и его системами вооружения облегчено наличием более 100 ЭВМ, Вооружение размещается в двух отсеках фюзеляжа. Оно может состоять либо из бомб, либо из 12 крылатых ракет, либо из 24 ракет малой дальности. В оборонительное вооружение входят системы РЭБ. Навигационная и прицельная системы обеспечивают высокие точности вывода самолёта в заданный район и поражение целей. Строился серийно. Первый полёт в 1981.

Ту-204 (рис. 36) — пассажирский самолёт для линий протяжённостью до 3500 км. По схеме — моноплан с низкорасположенным крылом. Под крылом на пилонах установлены два ТРДД ПС-90А (Д-90А). Топливо размещается в четырёх крыльевых баках и одном килевом. Система расхода топлива работает в автоматическом режиме. Шасси выполнено по трёхопорной схеме. Основные опоры под крылом, убираются в нишу фюзеляжа. Передняя опора убирается вперёд по полёту. Стабилизатор установлен на фюзеляже. В конструкции Ту-204 широко использованы композиционные материалы, применены цифровые электродистанционные системы управления самолётом. Салон, рассчитанный на 214 пассажиров, имеет шаг установки кресел 810 мм. Предусмотрены варианты повышенного комфорта (шаг установки кресел 960 мм) и первого класса (990 мм). Багаж, почта, грузы размещаются в контейнерах.

На самолётах АНТ и Ту было установлено всего 225 мировых рекордов.

А. А. Туполев, А. Р. Бонин, М. Б. Саукке.

Рис. 1. Эмблема самолётов марки Ту.

Рис. 2. АНТ-1

Рис. 3. АНТ-2

Рис. 4. АНТ-3

Рис. 5. АНТ-4

Рис 6. АНТ-5

Рис. 7. АНТ-6

Рис. 8. АНТ-7

Рис 9. АНТ-8

Рис. 10. АНТ-14 “Правда”.

Рис. 11. АНТ-16.

Рис. 12. АНТ-20 “Максим Горький”.

Рис. 13. АНТ-21бис.

Рис. 14. АНТ-22.

Рис. 15. АНТ-27.

Рис. 16. АНТ-29

Рис. 17. АНТ-31.

Рис. 18. АНТ-35.

Рис. 19. АНТ-37.

Рис. 20. АНТ-41.

Рис. 21. АНТ-44.

Рис. 22. Ту-2.

Рис. 23. Ту-4.

Рис. 24. Ту-12.

Рис. 25. Ту-14.

Рис. 26. Ту-16.

Рис. 28. Ту-80.

Рис. 27. Ту-70.

Рис. 29. Ту-82.

Рис. 30. Ту-85.

Рис. 82. Ту-124.

Рис. 31. Ту-104.

Рис. 33. Ту-134.

Рис. 34. Ту-144.

Рис. 35. Ту-154.

Рис. 36. Ту-204.

Бомбардировщик Ту-22.

Пассажирский самолёт Ту-204.

Стратегический бомбардировщик Ту-95.

Стратегический бомбардировщик Ту-160.

Экспериментальный самолёт Ту-155.

Салон самолёта Ту-155 с опытным оборудованием.

Для дальнейшего чтения нажмите кнопку