У

У — принятое в СССР обозначение некоторых самолётов первоначального обучения (учебных). У-1 — двухместный биплан по типу английского самолёта Авро-504 с одним ПД М-2 мощностью 88,3 кВт. Широко применялся с начальник 20-х до середины 30-х гг. (построено более 700 экземпляров). После 1928 на смену ему начал поступать У-2 (см. Поликарпова самолёты).

Уб (универсальный Березина) — крупнокалиберный пулемёт, созданный М. Е. Березиным. Калибр 12,7 мм, скорострельность 1000 выстрелов в 1 мин, масса пули 48 г, начальник скорость 860 м/с, масса пулемёта 21,5 кг. Принят на вооружение в 1941 и стал одним из основных образцов авиационного стрелкового оружия в годы Великой Отечественной войны. Применялся в синхронном (УБС), турельном (УБТ) и крыльевом (УБК) вариантах установки (см. Синхронизатор, Турель).

Уваров Владимир Васильевич. (1899—1977) — советский учёный-теплотехник, профессор (1934), доктор технических наук (1946), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1957). После окончания МВТУ (1924) и МГУ (1930) работал в ВВИА, преподавал в МВТУ (заведующий кафедрой турбостроения в 1949—77, руководитель проблемной лаборатории по турбостроению с 1958). Под руководством У. созданы первые в СССР экспериментальная газотурбинная установка (1934) и турбовинтовой двигатель (1938—40). Награждён орденами Ленина и Трудового Красного Знамени. Портрет см. на стр. 602.

Соч.: Газовые турбины, М. — Л., 1935.

В. В. Уваров.

Углеводородное топливо — горючее вещество, состоящее из соединений углерода и водорода. К У. т. относятся жидкие нефтяные топлива (автотракторные, авиационные, котельные и др.) и углеводородные горючие газы (метан, этан, бутан, пропан, их природные смеси и др.). Топлива авиационные на 96—99% состоят из углеводородов, главным образом парафиновых, нафтеновых и ароматических. В парафиновых углеводородах 15—16% водорода, в нафтеновых ~14%, в ароматических — 9—12,5%. Чем выше содержание в У. т. водорода, тем больше его массовая теплота сгорания. Так, например, парафиновые углеводороды обладают на 1700—2500 кДж/кг (400—600 ккал/кг) большей теплотой сгорания, чем ароматические. Из углеводородных горючих газов наибольшее содержание водорода у метана (25%). Его низшая массовая теплота сгорания 50 МДж/кг (11970 ккал/кг) [у реактивных топлив — 43—43,4 МДж/кг (10250—10350 ккал/кг)].

Угол атаки — 1) У. а. профиля — угол {{α}} между направлением вектора скорости набегающего потока и направлением хорды профиля (рис. 1, см. также Профиль крыла); геометрическая характеристика, определяющая режим обтекания профиля. Изменение У. а. приводит к изменению всех аэродинамических характеристик профиля. Для профиля вводятся следующие характерные У. а.: {{α}}₀ — У. а., при котором подъёмная сила равна нулю; {{α}}_кр — критический У. а., при котором достигается максимальное значение коэффициент подъёмной силы; {{α}}_Кmax — У. а., при котором достигается максимальное значение аэродинамического качества.

2) У. а. летательного аппарата — угол между продольной осью ЛА и проекцией его скорости V на плоскость ОХY связанной системы координат; считается положительным, если проекция V на нормальную ось OY отрицательна. В задачах динамики полёта используется пространственный У. а.: {{α}}_п — угол между осью ОХ и направлением скорости ЛА (рис. 2). Для самолёта, кроме того, вводятся дополнительные характерные У. а.: {{α}}_бал — балансировочный У. а., при котором момент тангажа равен нулю, значения {{α}}_бал изменяются в зависимости от отклонения органов продольного управления (балансировки); {{α}}_доп — допустимый У. а., то есть наибольший разрешаемый в нормальной лётной эксплуатации У. а. самолёта, назначаемый из условий обеспечения безопасности полёта, значения {{α}}_доп определяются для каждой конфигурации самолёта в разрешённом диапазоне скоростей её применения; {{α}}_св — У. а. начала сваливания самолёта. Изменение У. а. самолёта достигается отклонением органов продольного управления для приращения момента тангажа и перехода самолёта на другой балансировочный У. а. и является основным средством лётчика для управления самолётом в вертикальной плоскости.

3) У. а. крыла — угол между какой-либо хордой крыла, называемой контрольной, и проекцией скорости V на плоскость симметрии крыла (в любом случае выбор контрольной хорды должен быть строго оговорён). Для крыла вводится также понятие местного У. а., которое представляет собой обобщение понятия У. а. профиля и определяет режим обтекания рассматриваемого сечения крыла. Значения местного У. а. зависят от условий обтекания (У. а. крыла, местный скос потока) и геометрических характеристик крыла (угол установки крыла, угол стреловидности, крутка крыла и т. п.).

Поскольку аэродинамические характеристики крыла и ЛА зависят от У. а., то для них, как и для профиля, вводятся характерные У. а. — {{α}}₀ и {{α}}_кр.

4) У. а. несущего винта — угол между скоростью V_н центра несущего винта и плоскостью, нормальной к валу винта (плоскостью вращения): {{α}}_н = arctg(V_нy/V_Dн), где V_Dн = (V²_нx + V²_нz)^1/2, V_нx, V_нy, V_нz — проекции V_н на оси связанной системы координат несущего винта, то есть V_нx = V_x + {{ω}}_yz_н — {{ω}}_zy_н + u^*_нx; V_нy = V_y + {{ω}}_zx_н — {{ω}}_xz_н + u^*_нy; V_нz = V_z + {{ω}}_xy_н — {{ω}}_yx_н + u^*_нz. Здесь V_x, V_y, V_z — проекции скорости V полёта; {{ω}}_x, {{ω}}_y, {{ω}}_z — проекции мгновенной скорости {{ω}} поворота вертолёта вокруг центра масс; x_н, y_н, z_н — координаты центра несущего винта, u^* — осреднённая по площади винта скорость, индуцированная другими несущими элементами вертолёта. От {{α}}_н зависят силы и моменты винта (см. Пропульсиеная сила, Авторотация). При заданном {{α}}_н характеристики винта не зависят от направления полёта (как у круглого крыла) — для винта нет понятия об угле скольжения. В теории несущего винта рассматриваются ещё два У. а.: эквивалентного несущего винта {{α}}_нэ и плоскости концов лопастей {{α}}_нк. Первый — это угол между V_н и плоскостью, относительно которой угол установки лопастей {{φ}} = {{φ}}₀ + {{φ}}_1сcos2{{ω}}_нt + {{φ}}_1ssin{{ω}}_нt + {{φ}}_2ccos2{{ω}}_нt +… не содержит первой гармоники: {{φ}}_1с = {{φ}}_1s = 0. Эта плоскость называется “плоскостью вращения эквивалентного винта” или “плоскостью постоянных углов установки”. Второй — это угол между V_н и плоскостью, относительно которой угол взмаха лопасти {{β}}₁ = a₀ — a₁cos{{ω}}_нt — b₁sin{{ω}}_нt — a₂cos2{{ω}}_нt… не содержит первой гармоники: a₁ = b₁ = 0. Эта плоскость называется “плоскостью вращения концов лопастей” или “основанием конуса, описываемого лопастями”. Соотношения между У. а. при V_нz = 0 выражаются формулами: {{α}}_нэ = {{α}}_н + {{φ}}_1s; {{α}}_нк = {{α}}_н + a₁. При некоторых значениях {{α}}_н, зависящих в основном от V_н/({{ω}}_нR), {{ω}}_z/{{ω}}_н и {{φ}}₀ на несущем винте начинается срыв потока. При сочетании воздушных скоростей V_нD от 0 до 40 км/ч и V_ну от 4 до 20 м/с, когда У. а. {{α}}_н изменяется от 90 до 30{{°}} (например, при вертикальном снижении или при полёте с малой скоростью, большим углом крена и внешнем скольжением), наступает режим “вихревого кольца”. Он характерен тем, что свободные вихри не уносятся сразу от лопастей, а образуют торообразные поверхности вблизи плоскости вращения винта. При этом увеличивается потребная мощность несущего винта и становится неустойчивым маховое движение лопастей, так что углы взмаха, силы и моменты винта периодически изменяются с частотой в несколько Гц. Выход на У. а., соответствующие режимам срыва потока и “вихревого кольца”, небезопасен.

Л. Е. Васильев, А. С. Браверман.

Рис. 1. Угол атаки профиля: b — хорда профиля.

Рис. 2. Угол атаки самолёта: {{β}} — угол скольжения.

Угол заклинения несущего винта — острый угол в плоскости симметрии вертолёта между осью вала несущего винта (редуктора) и перпендикуляром к строительной горизонтали аппарата (см. рис.). Наклон оси вала несущего винта вперёд (У. з. положительный) позволяет обеспечить минимальное сопротивление планёра на крейсерских режимах полёта. У вертолётов продольной схемы значения У. з. разные у переднего и заднего винтов. На одновинтовом вертолёте ось вала несущего винта наклонена не только вперёд, но и вбок для устранения боковых перемещений вертолёта под воздействием тяги рулевого винта. Обычно продольный У. з. составляет 4—7{{°}} (зависит от схемы вертолёта), поперечный — 2—3{{°}}.

Угол заклинения несущего винта; 1 — ось вала несущего винта; 2 — нормаль к строительной горизонтали; 3 — строительная горизонталь; {{Δφ_закл}} — угол заклинения.

Угол стреловидности — угол x_n между касательной к линии п процентов хорд в некоторой её точке и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде. У. с. считается положительным, если точка пересечения касательной с базовой плоскостью ЛА (см. Системы координат ЛА) лежит впереди точки, через которую проведена касательная. В общем случае значение x_n меняется по размаху. В прикладной и теоретической аэродинамике широко пользуются значениями У. с. по линии 1/4 хорд x_1/4 и по передней кромке x₀ (n = 0), или x_n.к.

Угол установки крыла — угол {{φ}}₀ между центральной хордой крыла и базовой осью самолёта (см. рис.). В зависимости от аэродинамической компоновки самолёта этот угол может быть как положительным, так и отрицательным. Обычно он находится в пределах от ―2{{°}} до +3{{°}}. Угол {{φ}}₀ считается положительным, когда передняя точка хорды крыла расположена выше задней относительно базовой оси самолёта. У. у. к. влияет на аэродинамические характеристики самолёта. Установка крыла на отрицательный угол приводит к возникновению кабрирующего момента из-за увеличения подъёмной силы фюзеляжа, что позволяет уменьшить расходы рулей на балансировку ЛА и увеличить аэродинамическое качество самолёта. Установка крыла на положительный угол позволяет увеличить подъемную силу крыла на взлёте и посадке, не увеличивая высоту шасси. Иногда У. у. к. делают переменным (например, палубный истребитель Воут F-8 “Крусейдер”). У. у. к. оказывает влияние на эффективность горизонтального оперения и в меньшей степени на аэродинамические характеристики самолёта в боковом движении.

Угол установки крыла {{φ}}₀.

Угон воздушного судна — уголовное преступление, предусмотренное законодательством разных стран. В большинстве стран под У. в. с. понимается незаконное, с помощью силы или угрозы применения насилия, направление воздушного судна не в ту географическую точку, которая указана в плане полётов. Вместе с тем У. в. с. отграничивается от незаконного использования воздушного судна его экипажем в личных целях (незапланированные полёты, несанкционированные перевозки лиц и грузов в целях личной выгоды и т. п.). Как правило, в этих случаях применяется дисциплинарная ответственность, если отсутствуют основания для привлечения к уголовной ответственности. От У. в. с. отграничивается также незаконный захват воздушного судна, который может быть осуществлён только лицами, не имеющими права на управление конкретным воздушным судном.

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

Ударная адиабата — то же, что Гюгоньо адиабата.

Ударная волна — распространяющаяся со сверхзвуковой скоростью в сжимаемой среде тонкая переходная область, в которой происходит резкое увеличение давления р, плотности {{ρ}}, энтропии, скорости среды и др. газодинамических переменных.

В механике сплошных сред эту переходную область обычно можно считать поверхностью гидродинамического разрыва, при переходе через которую скачкообразно изменяются р, {{ρ}} и т. д. Газодинамические переменные по обе стороны У. в. связаны уравнениями, выражающими сохранения законы:

{{ρ}}₁({{υ}}_n1 ― U) = {{ρ}}₂({{υ}}_n2 ― U), {{υ_τ}}₁ = {{υ_τ}}₂;

p₁ + {{ρ}}₁({{υ}}_n1 ― U)² = p₂ + {{ρ}}₂({{υ}}_n2 ― U)²;

{{}},

где i — удельная энтальпия, U — скорость перемещения У. в., {{υ}}_n и {{υ_τ}} — нормальная и касательная к У. в. составляющие вектора скорости среды; индексы 1 и 2 относятся к состоянию среды перед и за У. в. В общем случае {{ρ}}, {{υ}}, U и т. д. — функции координат точки У. в. и времени.

Представление У. в. поверхностью разрыва является некоторой идеализацией, оправданной для большинства задач аэродинамики, так как толщина области, в которой проявляется действие вязкости и теплопроводности и устанавливается термодинамическое равновесие по поступательным степеням свободы и в которой происходит резкое изменение р, {{ρ}} и т. д., по порядку величины равна длине свободного пробега молекул газа l, что в механике сплошных сред является пренебрежимо малой величиной по сравнению с характерным линейным размером явления L.

При больших скоростях распространения У. в. (для воздуха более 2—3 км/с) в газе протекают неравновесные физико-химические процессы (возбуждение колебаний молекул, химические реакции, ионизация и т. д.) и структура У. в. более сложна. В этом случае за фронтом У. в. образуется релаксационная область толщиной d>>l, в которой происходит установление термодинамического равновесия, сопровождающееся дальнейшим изменением р, {{ρ}} и т. д. (Эта релаксационная область толщиной d, примыкающая к поверхности разрыва — фронту У. в., часто включается в понятие У. в.). В гиперзвуковой аэродинамике возможны случаи как d<<L, так d~L и d>>L (см. Неравновесное течение).

В отечественной литературе У. в., неподвижная в выбранной системе координат, обычно называется скачком уплотнения (СУ). СУ, плоскость которого перпендикулярна к направлению движения газа, называется прямым, а СУ, плоскость которого образует с направлением движения газа угол, отличный от прямого, — косым. Уравнения прямого СУ в совершенном газе имеют вид:

{{}};

{{}};

{{}};

где Т — термодинамическая температура среды, М — Маха число, {{γ}} — показатель адиабаты. Уравнения, описывающие косой СУ, можно получить из уравнений прямого СУ, если в них заменить {{υ}} на {{υ}}_n, М на М_n и добавить условие {{υ_τ}}₁ = {{υ_τ}}₂; {{υ}}_n {{υ_τ}} — соответственно нормальная и касательная к СУ составляющие скорости. Для анализа течений за косым СУ широко используется так называемая ударная поляра — кривая в плоскости годографа скоростей (см. Годографа метод), устанавливающая связь между компонентами скорости до и после СУ, углом отклонения потока и углом наклона СУ. СУ произвольной формы на каждом небольшом участке можно рассматривать как прямой или косой, поэтому соотношения для прямого и косого СУ применимы и для криволинейных СУ.

У. в. (СУ) образуются при обтекании тел сверхзвуковым и трансзвуковым потоками газа, при сверхзвуковом движении заострённых и затупленных тел и т. п. Возникновение У. в. приводит к различного рода потерям, обусловленным необратимым переходом механической энергии в тепловую и ростом энтропии; появление У. в. сопровождается появлением волнового сопротивления и, следовательно, ростом сопротивления аэродинамического, звуковым ударом и т. п. При взаимодействии У. в. с границами раздела сред, с волнами разрежения и т. д. может происходить преломление, отражение (см. Маховское отражение ударной волны), дифракция ударной волны. См. также Гюгоньо адиабата.

Лит.: Липман Г. В., Рошко А., Элементы газовой динамики, пер. с англ., Н., 1960. Зельдович Я. В., Райзер Ю. П., Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений, 2 изд., М., 1966.

О. Ю. Полянский.

Ударная труба — аэродинамическая установка, рабочий поток в которой создаётся в результате нестационарного расширения сжатого до высокого давления газа из цилиндрической камеры в цилиндрический канал, заполненный газом с низким давлением (рис. 1, а).

Запуск У. т. происходит в момент разрушения диафрагмы, отделяющей камеру от канала; газ, находившийся под высоким давлением, разгоняется в волне разрежения, сжимая и нагревая в ударной волне газ в канале (рис. 1, б). В результате в канале образуются две следующие друг за другом области газа с квазистационарными параметрами (см. Квазистационарное течение). Рабочей средой служит либо газ, вышедший из камеры, либо газ, которым заполнен канал перед запуском. Время испытаний определяется продолжительностью движения рабочего газа через измерительную секцию, зависит от параметров потока, схемы и размеров установки. Для получения высоких значений параметров потока (скоростей, температур, Маха чисел М, Рейнольдса чисел Rе и др.) газ в камере нагревают. У. т. классифицируют по так называемой волновой картине.

Ударная труба (рис. 1, а) обычно используется для решения задач нестационарной газовой динамики, аэрофизических и физико-химических исследований. Канал трубы заполняется рабочим газом, а камера — гелием или водородом. В рабочей части таких труб удаётся получать потоки газа с температурой до 10⁴ К и скоростью потока до 10⁴ м/с. Характерное время испытаний 10^-5—10^-4 с.

Аэродинамическая ударная труба (рис. 2, а) служит для проведения аэродинамических и тепловых испытаний моделей ЛА. К каналу пристыковывается отделяемое от канала второй диафрагмой сопло с рабочей частью. Канал заполняется рабочим газом, камера — гелием или водородом. Как правило, рабочий газ сжимается в падающем и отражённом от сопла скачках уплотнения. Начальные параметры газов в камере и канале выбирают так, чтобы устранить появление вторичных волн при пересечении отражённого скачка и контактного разрыва (см. Контактная поверхность). В аэродинамической У. т. реализуется поток газа с М = 7—25 и Rе = 10³—5{{·}}10⁷. Длительность испытаний ~5{{·}}10^-3 с.

Ударная труба с нестационарным разгоном рабочего газа (рис. 2, б) используется для аэродинамических, тепловых и аэрофизических исследований. Рабочий газ заполняет камеру, канал заполняется газом с низкой молекулярной массой. К камере подсоединяется дополнительный отсек с газом (обладающим большим давлением и высокой температурой), отделяемый от неё второй диафрагмой. Отсек по отношению к камере является так называемым волновым подогревателем. Запуск этой У. т. осуществляется разрывом второй диафрагмы. Первая диафрагма разрывается ударной волной, проходящей по камере. В канале реализуется поток газа со скоростями 10⁴—3{{·}}10⁴ м/с, время испытаний 10^-4 с.

Ударная труба Людвига используется для аэродинамических и тепловых испытаний моделей ЛА в диапазоне М = 0,2—10 и высоких значениях Rе (~10⁸) (см. Людвига труба).

Развитие У. т. началось в 50-х гг. в связи с разработкой гиперзвуковых ЛА. Успех применения установок во многом был обусловлен созданием быстродействующей измерительной аппаратуры. См. также Аэродинамическая труба.

Лит.: Ударные трубы, пер. с англ., М., 1962.

В. Я. Безменов.

Рис. 1. Схема ударной трубы (а) и зависимость давления Р от расстояния х в некоторый момент времени после разрыва диафрагмы (б): 1 — камера; 2 — диафрагма; 3 — канал; 4 — измерительная секция; 6 — покоящийся газ камеры; 6 — волна разрежения; 7 — газ камеры, вышедший из волны разрежения; 8 — контактная поверхность; 9 — газ канала, сжатый в ударной волне; 10 — ударная волна; 11 — покоящийся газ канала.

Рис. 2. Схемы аэродинамической ударной трубы (а) и ударной трубы с нестационарным разгоном рабочего газа (б): 1 — камера; 2 — первая диафрагма; 3 — канал; 4 — вторая диафрагма; 5 — сопло; 6 — измерительная секция; 7 — дополнительный отсек.

Ударный самолёт — боевой самолёт, предназначенный для воздействия по наземным и морским (надводным и подводным) целям авиационными средствами поражения. Оснащается многофункциональным прицельно-навигационным комплексом и комплексом вооружения, включающим пушечное, бомбардировочное (минно-торпедное), ракетное (управляемое и неуправляемое) вооружение, а также средства обороны и преодоления ПВО противника. У. с. подразделяются на штурмовики, истребители-бомбардировщики, бомбардировщики (фронтовые, дальние, стратегические) и противолодочные (см. Противолодочный летательный аппарат).

Удельная мощность двигателя — отношение мощности двигателя к секундному расходу проходящего через него воздуха. Наиболее часто понятие У. м. используется для оценки совершенства ТВД и турбовальных ГТД, для которых У. м. — отношение соответственно эквивалентной мощности ТВД (суммы мощностей винта и реактивной струи) или мощности на валу турбовального двигателя к секундному расходу воздуха. Уровень удельной мощности ТВД и турбовальных ГТД 250—400 кВт{{·}}с/кг.

Удельная нагрузка на крыло — отношение веса ЛА к характерной площади крыла, за которую обычно принимают площадь проекции крыла (включая подфюзеляжную часть) на базовую плоскость крыла (см. Системы координат). У. н. характеризует несущие свойства ЛА. От неё зависят высота полёта, взлётная и посадочная скорости, длина взлётной дистанции, а также манёвренные характеристики. Так как вес ЛА меняется в процессе полёта, используются понятия взлётной, текущей и посадочной У. н. У самолётов 80-х гг. У. н. в зависимости от их назначения меняется в широких пределах и может достигать 7000 Н/м² (Па).

Удельная тяга воздушно-реактивного двигателя — отношение тяги ВРД к секундному расходу воздуха. Максимальное значение У. т. составляет 1250 Н{{·}}с/кг в ТРДДФ при максимальном форсаже. У. т. нефорсированного ТРД может достигать 1000 Н{{·}}с/кг. ТРДД дозвуковых пассажирских самолётов имеют У. т. на взлётном режиме в пределах 300—400 Н{{·}}с/кг в зависимости от степени двухконтурности.

Удельная энергия летательного аппарата — отношение Е суммы потенциальной и кинетической энергий ЛА к его весу. У. э. — та высота, на которую мог бы подняться ЛА при полном преобразовании его кинетической энергии в потенциальную: E = Н + V²/2g, где V и Н — текущие скорость и высота полёта, g — ускорение свободного падения. Другое название У. э. — энергетическая высота.

Удельный вес двигателя — отношение веса двигателя к его тяге или мощности на взлётном режиме. У. в. д. зависит от типа двигателя и уменьшается по мере совершенствования его конструкции. В СССР комплектность двигателя для определения У. в. д. была регламентирована государственным стандартом. Удельный вес реактивных двигателей (безразмерная величина) находится в пределах: ТРД — 0,2—0,25, ТРДФ — 0,15—0,2, ТРДД — 0,165—0,22, ТРДДФ — 0,1—0,15. Удельный вес ТВД без винта, отнесённый к эквивалентной мощности, равен 2,7—3,3 Н/кВт.

Удельный импульс тяги ракетного двигателя, удельный импульс ракетного двигателя, — отношение тяги ракетного двигателя к секундному массовому расходу рабочего тела (производная от импульса тяги по расходуемой массе в данном интервале времени). Выражается в Н{{·}}с/кг = м/с. На расчётном режиме работы двигателя совпадает со скоростью реактивной струи. Энергетический показатель эффективности двигателя.

Удельный расход топлива авиационного двигателя — отношение часового расхода топлива к реактивной тяге или мощности двигателя. У. р. т. зависит от режимов работы двигателя, его типа, расчётных параметров рабочего процесса двигателя и кпд его элементов. Наиболее важен У. р. т. в условиях длительного крейсерского полёта. Наименьшие значения У. р. т. среди реактивных двигателей имеют ТРДД с большой степенью двухконтурности. Эти значения достигают 0,058 кг/(Н{{·}}ч) при Маха числе полёта М_{{∞}} = 0,8 на высоте H = 11 км. ТВД имеют У. р. т. в пределах 220—300 г/(кВт{{·}}ч) при М_{{∞}} = 0,7 и H = 11—8 км (значения отнесены к мощности на валу винта).

Удлинение авиационных конструкций — 1) У. крыла — отношение квадрата размаха крыла l к площади крыла S: {{λ}} = l²/S; характеризует степень вытянутости крыла вдоль размаха. Для прямоугольных крыльев {{λ}} = l/b, где b — хорда крыла. У. крыла — один из основных геометрических параметров крыла, определяющих его аэродинамические характеристики. При малых дозвуковых скоростях полёта несущие свойства эллиптического крыла большого У. определяются соотношением с_y^{{α}} = 2{{π λ}}/({{λ}} + 2) (см. Аэродинамические коэффициенты), а его индуктивное сопротивление Х_i при заданном значении коэффициента подъёмной силы с_y обратно пропорционально {{λ}}. Т. о., при увеличении {{λ}} несущие свойства крыла возрастают, а X_i уменьшается и соответственно растёт максимальное аэродинамическое качество. Однако удлинение крыла, как правило, ведёт к непропорциональному росту его массы из-за необходимости обеспечить надлежащие прочность и жёсткость крыла. У рекордных планёров значение {{λ}} достигает 40; у дозвуковых пассажирских самолётов 80-х гг. {{λ}} = 7—10 (например, у самолёта Ил-96-300 {{λ}} = 9,5).

При сверхзвуковых скоростях полёта более существенными оказываются другие геометрические параметры, и для сверхзвуковых самолётов рациональными являются крылья малого удлинения: {{λ}} = 1,5—2,5. Аналогично У. крыла определяются удлинения и др. несущих поверхностей, например горизонтального оперения.

2) У. фюзеляжа — отношение {{λ}}_ф длины l_ф фюзеляжа к диаметру d_{э. ф} эквивалентного круга, площадь которого равна площади миделевого сечения S_{м. ф} фюзеляжа: {{λ}}_ф = l/d_э. ф; d_э. ф = (4S_м. ф/{{π}})^1/2. В частном случае осесимметричного фюзеляжа диаметр эквивалентного круга совпадает с диаметром миделевого сечения. У. фюзеляжа является одним из геометрических параметров, определяющих его сопротивление аэродинамическое. Для фюзеляжей, носовые и хвостовые части которых представляют собой параболоиды вращения, при дозвуковых скоростях оптимальными будут {{λ}}_ф {{≈}} 3—4, при сверхзвуковых скоростях — {{λ}}_ф {{≈}} 14. Для многорежимных самолётов, летающих в дозвуковых и сверхзвуковых диапазонах скоростей, обычно выбирают компромиссное значение У. фюзеляжа с учётом возможной продолжительности полёта на обоих режимах. На практике выбор У. фюзеляжа часто оказывается продиктованным особенностями применения самолёта.

Л. Е. Васильев.

Уиттл (Whittle) Фрэнк (р. 1907) — английский конструктор ТРД. В 1926—28 учился в колледже ВВС, где в дипломной работе рассмотрел самолёты с ГТД. В 1929 поступил в Центральную лётную школу, работал инструктором и лётчиком-испытателем гидросамолетов. В 1930 У. запатентовал свой проект ТРД, в 1932 направлен на офицерские инженерные курсы, а в 1934 в Кембриджский университет для завершения образования. Для реализации идей У. в 1935 была основана частная фирма “Пауэр джетс” (Power Jets), где он стал главным инженером. В 1937 работы У. получили поддержку правительства. ТРД W. 1 с центробежным компрессором и тягой 3820 H впервые испытан в полёте на самолёте Е28/39 фирмы “Глостер” 15 мая 1941. Позже с новым ТРД W. 2/500 тягой 7550 Н скорость самолёта возросла с 544 до 724 км/ч. Производство улучшенных ТРД было налажено на ряде других фирм. В 1942 У. участвовал в организации производства ТРД своей конструкции в США. В 1943 в Великобритании был построен истребитель Глостер “Метеор” с двумя ТРД конструкции У. (первая боевая эскадрилья сформирована в 1944). Фирма “Пауэр джетс” национализирована в 1944 и вошла в состав Национального газотурбинного института. В 1948 У. уволился из ВВС в звании бригадного генерала, позже работал техническим советником (в том числе английской авиатранспортной компании “БОАК”), сотрудничал с английскими двигателестроительными фирмами. Отошёл от дел в 1970. Живет в США. Награждён медалью Гуггенхеймов (1946) и золотой авиационной медалью ФАИ (1951).

Ф. Уиттл.

Улан-удэнское авиационное производственное объединение — берёт начало от авиаремонтного завода, который начал строиться в районе г. Верхнеудинска (ныне Улан-Удэ) в 1936 и вступил в строй в 1939. В 1943 завод (№ 99) приступил к производству самолётов. В годы Великой Отечественной войны выпускал истребители Ла-5, Ла-7. В последующий период производил разнообразную авиационную технику, в том числе истребители Ла-9, МиГ-15УТИ, Як-25, МиГ-27, вертолёты Ка-15, Ка-18, Ка-25, пассажирский самолёт Ан-24. Основная продукция конца 80-х гг. — вертолёт Ми-8, штурмовик Су-25УБ. Предприятие награждено орденом Трудового Красного Знамени (1971). В 1989 на основе завода образовано ПО.

Ульянин Сергей Алексеевич (1871—1921) — русский военный лётчик и воздухоплаватель, авиаконструктор, полковник. Окончил офицерский класс Учебного воздухоплавательного парка (1895), лётную школу Фармана во Франции (1910). Призёр первого праздника воздухоплавания в России (1910). Занимался конструкторской и изобретательской деятельностью в области воздухоплавания (использовал коробчатые воздушные змеи в военном деле для подъёма наблюдателей, фотоаппаратов и средств сигнализации), авиации (сконструировал двухмоторный самолёт оригинальной схемы и удачно летавший разборный самолёт ПТА № 1), аэрофотосъёмки (инициатор практического применения аэрофотосъёмки и аэрофотограмметрии в военном деле) и др. С 1911 руководил авиационным отделом Офицерской воздухоплавательной школы; после её реорганизации в Гатчинскую военную авиационную школу был первым её начальником. В 1916 назначен помощником начальника Управления Военного Воздушного Флота, с 1917 — начальник Управления Военного Воздушного Флота Российской республики. В апреле 1918 командирован за границу для ликвидации дел комиссии по заготовке авиационного и воздухоплавательного имущества и для организации постоянной заграничной авиационной миссии.

Лит.: Дузь П. Д., История воздухоплавания и авиации в России, 3 изд., М., 1989; Ульянин Ю. А., Анализ конструкторской деятельности С. А. Ульянина, в сб.: Из истории авиации и космонавтики, вып. 60, М., 1990.

С. А. Ульянин.

Ульяновский авиационный промышленный комплекс (объединение). Директивы о начале строительства предприятия приняты в 1975, закладка произведена в 1976, ввод в строй — в 1980. В 1985 выпущен первый транспортный самолёт Ан-124 “Руслан”. В 1987 начато освоение производства пассажирского самолёта Ту-204. В 1992 предприятие преобразовано в акционерное общество “Авиастар”.

Уншлихт Иосиф Станиславович (1879—1938) — советский государственный и военный деятель. В Октябрьские дни 1917 член Петроградского ВРК. В 1919 нарком по военным делам Литовско-Белорусской ССР. В 1921—23 заместитель председателя ВЧК (ГПУ), в 1923—25 член РВС СССР, в 1925—30 заместитель председателя РВС СССР и заместитель наркома по военным и морским делам, одновременно с 1927 заместитель председателя Осоавиахима СССР. В 1930—33 заместитель председателя ВСНХ. В 1933—35 начальник Главного управления Гражданского воздушного флота. С 1925 оказывал постоянное содействие работам ЦАГИ по созданию экспериментальной базы, опытного строительства и организации дальних перелётов. Был членом ВЦИК и Президиума ЦИК СССР. Награждён орденом Красного Знамени. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

И. С. Уншлихт.

Управление вектором тяги — отклонение реактивной струи ТРД или струи, образуемой при вращении винта ТВД от направления, соответствующего крейсерскому режиму полёта, для создания дополнительной подъёмной, управляющей или тормозящей силы. У. в. т. применяется для сокращения длины разбега и пробега (СКВП, СВВП), а также при маневрировании в полёте. Отклонение реактивной струи при У. в. т. осуществляется с помощью отклоняющих устройств (ОУ), которые являются элементами конструкции двигателя или самолёта. В СВВП У. в. т. достигается также использованием подъёмных ТРД или вентиляторов, расположенных в фюзеляже или крыле, либо при использовании ТВД поворотом их в вертикальной плоскости.

ОУ двигателей подразделяются на два типа. К первому относятся поворотные сопла (рис. 1, а и б) или решётки (рис. 1, в), выполняющие при крейсерском режиме функции прямого сопла, и плоские сопла с подвижными стенками (рис. 1, г). На рис. сплошными линиями показано положение отклоняющих струю элементов сопла и направление истечения струй на режиме прямой реакции, а штриховыми линиями — на режиме отклонённой тяги. ОУ второго типа имеют створки, перекрывающие тракт сопла или установленные за выходным сечением сопла. В этом случае отклонение реактивной струи осуществляется непосредственно створками. К таким ОУ относится реверсивное устройство. ОУ (кроме реверсивных устройств) имеют коэффициент тяги — Р = Р/Р_ид не ниже 0,94—0,96, где Р — тяга, создаваемая ОУ, Р_ид — идеальная тяга ОУ при том же расходе газа.

В ОУ самолётов отклонение реактивной струи двигателя осуществляется закрылками: при обдуве струёй закрылка снизу (рис. 2, а) или при обдуве крыла сверху (рис. 2, 6); в последнем случае используется эффект прилипания струи к поверхности (см. Энергетическая механизация крыла).

Лит.: Попов К. Н., Соколов В. Д., Хвостов Н. И., Сопла воздушно-реактивных двигателей с отклоняемым вектором тяги, М., 1979.

Ю. М. Клестов.

Рис. 1. Отклоняющие устройства двигателей: а и б — поворотные сопла; в — решётки, г — плоские сопла с подвижными стенками.

Рис. 2. Отклоняющие устройства самолётов: а — обдув закрылков снизу; б — обдув крыла сверху; 1 — двигатель; 2 — закрылок.

Управление воздушным движением (УВД) в нашей стране — организация, планирование, координирование движения воздушных судов, выполняющих полёты или движущихся по аэродрому в связи с совершением взлётно-посадочных операций. Конечная цель УВД — обеспечение безопасности, регулярности и эффективности полётов. Согласно Воздушному кодексу СССР УВД было возложено на органы Единой системы управления воздушным движением (ЕС УВД) и ведомственные органы управления в пределах установленных для них районов и зон. В действующей системе управления ведущая роль принадлежит ЕС УВД. Она создана в начале 70-х гг. К этому времени плотность и интенсивность воздушного движения в стране достигли такого уровня, что управление полётами гражданских и военных воздушных судов, которые выполняются практически в одном и том же воздушном пространстве, их согласование и координация с пунктов управления, принадлежащих различным ведомствам, стали затруднительными. Интересы безопасности требовали объединения гражданских и военных органов УВД, что и было осуществлено в рамках ЕС УВД.

На органы ЕС УВД была возложена организация использования воздушного пространства для полётов гражданских и военных воздушных судов и других видов деятельности, связанной с использованием воздушного пространства, включая определение в нём воздушных трасс, местных воздушных линий (МВЛ), районов аэродромов и др. элементов структуры воздушного пространства для обеспечения единой технической политики УВД, внедрение автоматизированных систем и др. Оперативные органы — центры ЕС УВД (главный, зональные, районные), состоящие из гражданских и военных секторов, осуществляют планирование, координирование воздушного движения, а районные, кроме того, — непосредственное управление воздушным движением. При этом гражданские сектора управляют полётами всех воздушных судов по воздушным трассам страны и МВЛ первой категории, а военные сектора — полётами воздушных судов по маршрутам, проложенным вне воздушных трасс и МВЛ.

Ведомственные гражданские и военные органы УВД (диспетчерские и командные пункты различного назначения), не входящие в ЕС УВД, действуют в тесном взаимодействии с оперативными органами ЕС УВД. Они управляют воздушным движением в районах аэродромов (аэроузлов), включая подход и посадку воздушных судов, их взлёт и выход из районов аэродромов (аэроузлов) на воздушные трассы страны, МВЛ или на другие маршруты. К компетенции ведомственных органов УВД относится также УВД при полётах на МВЛ второй категории, в районах авиационных работ и др.

Процесс оперативного управления включает планирование, координирование и непосредственное УВД. Планирование воздушного движения производится с учётом пропускной способности воздушного пространства, аэродромов и возможностей органов УВД в обеспечении управления. Различают планирование предварительное — за несколько суток до дня полёта для составления расписаний полётов, потоков движения воздушных судов, графиков использования аэродромов и т. д., суточное — накануне дня полётов и текущее — в процессе выполнения суточного плана полётов для корректировки условий полётов отдельных воздушных судов. Координирование заключается в согласовании полётов воздушных судов с другими видами деятельности в воздушном пространстве, одновременных полётов воздушных судов различных ведомств в соответствующих районах и зонах, включая перераспределение потоков движения воздушных судов по воздушным трассам страны, МВЛ и др.

Непосредственное УВД начинается с момента пуска двигателей воздушного судна (начала руления, буксировки) и продолжается до их выключения после заруливания на стоянку. Непосредственное УВД включает: 1) информацию экипажей воздушных судов о метеоусловиях и воздушной обстановке в районе полёта, о состоянии аэродромов, работе средств связи и радиотехническом обеспечении полётов и посадки, передачу других данных, необходимых для безопасного выполнения полёта; 2) предотвращение опасных сближений и столкновений воздушных судов в полёте и с препятствиями на аэродроме посредством их эшелонирования (рассредоточения) в движении на безопасные интервалы, установленные правилами УВД; 3) принятие своевременных мер по оказанию помощи экипажу воздушного судна, терпящему бедствие или встретившемуся в полёте с особыми случаями, угрожающими его безопасности; 4) извещение органов, осуществляющих поисково-спасательные и аварийно-спасательные работы, о воздушных судах, терпящих или потерпевших бедствие.

Непосредственное УВД в зависимости от технической оснащённости осуществляется: при наличии непрерывного радиолокационного контроля за полётами — с соблюдением принципа “вижу, слышу — управляю”, а при отсутствии такого контроля — с соблюдением принципа “слышу — управляю”. Без радиосвязи полёты не разрешаются. Поддержание воздушными судами постоянной радиосвязи с органами УВД является обязательным. При нарушении связи командир воздушного судна и орган УВД обязаны принять неотложные меры к её восстановлению. При невозможности восстановления связи они должны действовать в соответствии с установленными для таких случаев правилами, соблюдение которых обеспечивает предупреждение столкновения данного воздушного судна с другими воздушными судами и его посадку на основном или запасном аэродроме. Непосредственное УВД всеми воздушными судами в определённом районе, зоне осуществляет только один орган УВД. Передача непосредственного УВД от одного органа УВД другому производится на установленных рубежах, определяемых, как правило, на границах их соответствующих районов и зон.

Обеспечение порядка и безопасности в воздушном движении достигается посредством передачи командирам воздушных судов диспетчерских разрешений и указаний, касающихся курса, высоты (эшелона) и скорости полёта. Они обязательны для исполнения. В случае явной угрозы безопасности полёта, а также в целях спасения жизни людей, находящихся на борту воздушного судна, его командир может принимать решения, касающиеся продолжения полёта, с отступлением от диспетчерских указаний и разрешений. О предпринятых действиях он обязан немедленно сообщить органу УВД, под непосредственным управлением которого находится воздушное судно.

УВД как форма обеспечения полётов воздушных судов по своим подходам к решению возлагаемых на него задач существенно отличается от обслуживания воздушного движения (ОВД), рекомендованного для этих целей Международной организацией гражданской авиации (ИКАО). ОВД осуществляется в виде или полётно-информационного, или консультативного, или диспетчерского обслуживания, каждое из которых может быть самостоятельным видом обслуживания. УВД, осуществляемое в нашей стране, является общим для всех воздушных судов видом обслуживания воздушного движения. Оно обеспечивается различными органами управления во всём воздушном пространстве. При этом в процессе управления решаются все задачи, которые определены для ОВД.

УВД иностранных воздушных судов в воздушном пространстве страны по воздушным трассам и в районах аэродромов, выделенных для международных полётов, производится в целом по тем же правилам, что и УВД национальных воздушных судов. Некоторые особенности, связанные, в частности, с принятием решений на вылет, посадку и пр., отражают желание обеспечить максимально возможное единообразие действующих для иностранных воздушных судов правил УВД со стандартами и процедурами, рекомендованными ИКАО. Правила УВД для иностранных воздушных судов в воздушном пространстве страны опубликованы в Сборнике аэронавигационной информации.

В районах воздушного пространства над открытым морем, в которых наша страна на основе международных соглашений обеспечивает обслуживание воздушного движения, УВД осуществляется с некоторыми особенностями. УВД российских воздушных судов производится в том же объёме, что и при полётах в воздушном пространстве страны. УВД иностранных воздушных судов осуществляется в порядке, рекомендованном ИКАО. На международных воздушных трассах им предоставляется полётно-информационное и диспетчерское обслуживание, а также аварийное оповещение, в остальном воздушном пространстве — полётно-информационное обслуживание и аварийное оповещение.

УВД в воздушном пространстве страны отечественных воздушных судов производится на русском языке, а иностранных воздушных судов — на английском или русском языках, если об этом имеется соответствующее соглашение с государством регистрации воздушного судна.

Лит.: Бордунов В. Д., Котов А. И., Малеев Ю. Н., Правовое регулирование международных полетов гражданских воздушных судов, М., 1988; Управление воздушным движением, М., 1988; Автоматизация управления безопасностью полетов, М., 1989.

А. И. Котов.

Управление летательным аппаратом — формирование отклонений органов управления (ОУ) для требуемого изменения положения ЛА в пространстве или поддержания заданного его положения при действии различных возмущений. Управление траекторией движения центра масс ЛА осуществляется изменением действующих на него сил (при полёте в атмосфере — это аэродинамические силы и тяга двигателя). Управление движением относительно центра масс (управление угловым положением) осуществляется изменением вектора момента относительно центра масс (см. Аэродинамические силы и моменты). На большинстве самолётов для создания управляющих сил и моментов применяются аэродинамические ОУ, а на вертолётах — несущие и рулевые винты (см. Вертолёт). На некоторых типах самолётов и вертолётов используется газодинамическое управление (см. также Управление вектором тяги). Иногда (например, на дельтапланах) У. л. а. реализуется перемещением центра тяжести.

У. л. а. может осуществляться лётчиком или автоматически. В зависимости от типа управления ЛА можно разделить на пилотируемые, которыми управляет лётчик либо непосредственно, либо через соответствующие системы автоматического управления (САУ), и беспилотные, управляемые полностью либо САУ, расположенными на борту ЛА, либо САУ, использующими внешние команды (например, с самолёта сопровождения), задающие необходимую траекторию.

Пилотирование лётчиком осуществляется на основе исходной информации, которая складывается из визуального наблюдения внешней обстановки, наблюдения за приборами, ощущения лётчиком условий полёта по изменению перегрузки, усилий на рычагах управления (РУ) и их перемещений. На основе требований к режиму полёта и этой информации лётчиком формируется задача управления. Отклонение ОУ, а также необходимое изменение тяги двигателя или включение тормозных устройств лётчик производит в зависимости от формируемой задачи, опираясь на свой опыт. При ручном или (как его ещё называют) штурвальном управлении отклонение лётчиком ОУ может выполняться непосредственно (так называемое обратимое ручное управление), когда лётчик, прикладывая усилия к РУ, уравновешивает полностью или частично аэродинамический шарнирный момент отклоняемого ОУ. В этом случае перемещение РУ требует от лётчика непрерывной затраты энергии. Другой вид ручного управления — необратимое. Он связан с использованием для отклонения ОУ каких-либо вспомогательных устройств и источников энергии, например гидравлическая или электрическая системы (см. Бустерное управление). Гидравлический рулевой привод, или бустер, в системе необратимого управления уравновешивает полностью шарнирный момент ОУ, а лётчик перемещает только золотник бустера, для чего требуется небольшое усилие (порядка 10—15 Н). Поскольку рулевой привод представляет собой систему с жёсткой обратной связью, то перемещение лётчиком РУ однозначно (и, как правило, линейно) связано с перемещением выходного штока бустера и, следовательно, с отклонением ОУ. Такое устройство позволяет управлять ЛА на больших скоростях и при его больших размерах. Усилия, создаваемые рулевыми приводами скоростных самолётов, составляют несколько десятков кН. Однако для появления у лётчика необходимых ощущений изменения режима полёта (скорости, перегрузки, угловых скоростей и др.) на РУ должны искусственно имитироваться соответствующие изменения усилий, строго регламентированные в соответствии с опытом лётных испытаний. Применяемые для этого имитаторы усилий, которые обычно называются загрузочными устройствами, имеют различные принципы действия. Они могут быть пневматическими, гидравлическими и механическими. Последний тип получил наибольшее распространение (в виде регулируемой пружины). Загрузочные устройства должны обеспечивать регулирование усилий в зависимости от параметров полёта (см. Рычагов управления загрузка).

Для получения удовлетворительных пилотажных характеристик на самолёте с необратимым бустерным управлением приходится также вводить регулирование кинематической связи (изменение передаточного отношения) от ру к ОУ. Это связано с необходимостью реализовать также определённый, установленный опытом лётных испытаний характер перемещения РУ в зависимости от изменения основных параметров полёта. Например, для управления продольным движением перемещение РУ должно быть связано также с изменением скорости полёта (или Маха числа), высоты полёта, перегрузкой. Для улучшения пилотажных характеристик самолёта в его систему штурвального (или ручного) управления включаются системы улучшения устойчивости и управляемости (СУУ), действующие, как правило, независимо от лётчика на ОУ в процессе возмущённого движения и отклоняющие их функции угловой скорости (для улучшения демпфирования свободных колебаний), угла атаки или перегрузки для увеличения устойчивости или сокращения времени переходных процессов при управлении. Сигналы СУУ формируются её вычислителем: входными сигналами в нём являются параметры движения ЛА (угловая скорость, компоненты перегрузки, угол атаки или угол скольжения, скорость полёта и т. п.). Выходной сигнал СУУ формируется вычислителем по заданным алгоритмам. Выбор алгоритмов производится на основе анализа динамики движения ЛА в различных условиях и связан с аэродинамической и инерционной характеристиками ЛА. Вычислитель может быть аналоговым или цифровым. Связи РУ лётчика с исполнительными приводами ОУ (бустерами или др.) могут осуществляться механической или дистанционной электрической системой, гидравлическими каналами и, наконец, при помощи световодов (см. Гидравлическое оборудование, Проводка управления, Электродистанционная система управления). При дистанционной системе связи сигналы (электрические или оптические), передаваемые от лётчика, а также от СУУ, могут иметь аналоговую или цифровую форму. Дистанционные системы управления в значительной степени упрощают включение любых дополнительных автоматических устройств, в частности облегчают решение задачи управления при посадке и взлёте, а также при выполнении боевых операций.

На современных самолётах кроме штурвального (ручного) управления от лётчика используется обычно дополнительные САУ, как правило, на ограниченных режимах полёта. Наиболее широко САУ (автопилот) применяется для стабилизации длительного установившегося крейсерского режима полёта как по угловым параметрам, так и для стабилизации скорости и высоты полёта. САУ также широко используется для автоматизации посадки (по I, II и III категориям), для некоторых простых манёвров, для управления маневрированием в боевых операциях. Включение САУ в контур управления особенно удобно при дистанционной системе управления, хотя и требует принятия дополнительных мер для согласования с ручным управлением (см. Совмещённое управление).

Полностью автоматическое управление беспилотных ЛА возможно при наличии соответствующей требуемым условиям точности пилотирования информации о текущем положении ЛА в пространстве (включая и угловое), а также информации о заданном движении ЛА, которая в зависимости от решаемой задачи и назначения ЛА может поступать от датчиков, расположенных на борту, и от внешних датчиков, измеряющих параметры движения ЛА. Траекторное управление беспилотных ЛА различного назначения может быть командным (по командам, поступающим извне), программным (траектория сформирована и задается на борту в виде временных зависимостей), терминальным, при котором управление осуществляется для достижения конечного результата (при этом можно выполнять ряд ограничений). Кроме траекторного управления, как правило, осуществляются угловая стабилизация и управление угловым положением ЛА. Важнейшими задачами при создании такого управления беспилотными ЛА являются; обеспечение устойчивости движения на всех режимах полета с учётом возможных возмущений, отклонений исходных данных; достижение точности реализации целевого назначения ЛА; обеспечение надёжности управления при заданных отказах в системе управления.

Г. С. Бюшгенс.

Управление пограничным слоем (УПС) — воздействие на пограничный слой (ПС) с целью ослабления или предотвращения срыва потока на обтекаемой поверхности, охранения ламинарного течения в ПС и уменьшения теплопередачи при больших сверхзвуковых скоростях потока.

УПС осуществляется изменением формы обтекаемой поверхности, уменьшением разности между скоростями внешнего потока и обтекаемой поверхности (профили с подвижными поверхностями), использованием энергии основного потока для увеличения энергии частиц воздуха в ПС (щелевая механизация крыла, вихрей генераторы), сообщением ускорения частицам ПС (выдув сжатого воздуха вдоль обтекаемой поверхности, так называемый сдув ПС), удалением из пристенного участка ПС заторможенных частиц воздуха (см. Отсос пограничного слоя) и изменением состояния ПС (вдув в пограничный слой газа с другими физическими свойствами, охлаждение поверхности и др.).

Наиболее эффективными являются способы УПС, основанные на использовании энергии, отбираемой от специальных источников мощности (см. Энергетическая механизация крыла). К их числу относятся отсос ПС и его сдув. Применение этих способов позволяет переместить точку отрыва ПС вниз по течению за счёт уменьшения толщины ПС и увеличения его энергии.

В авиации наибольшее практическое применение получила система сдува ПС посредством выдува воздуха, отбираемого от компрессора ВРД, на верхнюю поверхность крыла и отклонённых закрылков (использована, например, на истребителях МиГ-21, Макдоннелл-Дуглас F-4 “Фантом” и др.). Параметром, характеризующим интенсивность выдува и его воздействие на аэродинамические характеристики самолёта, является коэффициент импульса струи выдуваемого воздуха:

c_p = {{}},

где т — массовый секундный расход воздуха, V — скорость струи на срезе щелевого сопла, q_{{∞}} — скоростной напор набегающего потока, S₀ — часть площади крыла, соответствующая размаху щелевого сопла. Безотрывное обтекание крыла с отклонёнными на углы {{δ}}₃ = 60—80{{°}} закрылками обычно достигается при выдуве струй с коэффициентом импульса с_{{μ}} = 0,06—0,12. При этом на крыльях с удлинением {{λ}} = 7—8 ύффективность нещелевых закрылков может быть увеличена в 2—3 раза и получен коэффициент максимальной подъёмной силы с_ymax = 5—6. Применение систем УПС позволяет уменьшить взлётно-посадочные скорости самолёта и потребную длину ВПП на 25—50%.

УПС используется также для уменьшения аэродинамического сопротивления элементов ЛА за счёт обеспечения их безотрывного обтекания или ламинаризации пограничного слоя. Для уменьшения теплопередачи используется вдув в пограничный слой газа, более лёгкого, чем во внешнем течении.

Лит.: Ружицкий Е. И., Безаэродромная авиация, М., 1959; Мартынов А. К., Прикладная аэродинамика, М., 1972; Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, пер. с нем., М., 1974; Чжен П., Управление отрывом потока, пер. с англ., М., 1979; Boundar layer and flow control, ed. by G. V. Lachmann, v. 1—2, N. Y., 1961.

А. В. Петров.

Управляемость летательного аппарата — способность ЛА изменять режим полёта при отклонении органов или рычагов управления. При практическом использовании понятие У. характеризуется рядом показателей, выполнением определённых требований, необходимых с точки зрения осуществимости полёта и его безопасности.

Для ЛА с чисто механической системой управления У. количественно оценивается по приращениям основных параметров режимов полёта на значения отклонений аэродинамических органов управления.

К параметрам режимов полёта принято относить нормальную перегрузку п_y, поперечную перегрузку п_z, и скорость крена {{ω}}_x. В качестве органов управления рассматриваются руль высоты или его эквиваленты (стабилизатор, элевоны и т. п.), элероны или их эквиваленты (интерцепторы, флапероны, элевоны и т. п.) и руль направления. У. ЛА в этом случае характеризуют производными {{∂}}n_y/{{∂ δ}}_в, {{∂}}n_z/{{∂ δ}}_н, {{∂ ω}}_x/{{∂ δ}}_э, (или максимальными значениями скорости крена ω_xmax при максимальном угле отклонения {{δ}}_эmax элеронов). Здесь {{δ}}_в, {{δ}}_н и {{δ}}_э — углы отклонения соответственно рулей высоты и направления и элеронов. Могут использоваться в качестве характеристик У. и интегральные показатели, например время достижения заданного угла крена. Этот показатель учитывает запаздывание в развитии скорости крена при отклонении элеронов.

Для пилотируемых ЛА, имеющих в системе управления электрогидравлические приводы и контуры автоматики, У. оценивается изменением параметров режима полёта при перемещениях Х_в, Х_н и Х_э соответственно рычагов управления рулями высоты и направления в элеронами: ∂n_y/∂X_в, ∂n_z/∂X_н, и ∂{{ω}}_x/∂X_э.

Во всех случаях, при чисто механической проводке управления или при наличии приводов и контуров автоматики, важнейшими характеристиками У. пилотируемых ЛА являются изменение параметров режимов полёта на изменение усилий Р, прикладываемых к рычагам управления: ∂n_y/∂P_в, ∂n_z/∂P_н, ∂{{ω}}_x/∂P_э (или {{ω}}_xmax при P_эmax).

Характеристики У. ЛА наряду с характеристиками динамической устойчивости играют первостепенную роль в оценке ЛА лётчиком, в возможности выполнения полётного задания в целом, поддержания того или иного режима полёта и выполнения необходимых манёвров, непосредственно сказываются на степени напряжённости лётчика и его утомляемости, в значительной степени влияют на безопасность полёта.

Излишняя чувствительность самолёта по перегрузкам и угловой скорости {{ω}}_x к отклонениям рычагов управления и прикладываемым к ним усилиям недопустима в силу невозможности человека точно дозировать малые перемещения и усилия рук и ног. Высокая чувствительность самолёта в управлении в сочетании с его определёнными динамическими свойствами может служить причиной неустойчивости замкнутой системы самолёт — лётчик (раскачка самолёта лётчиком). С другой стороны, низкая чувствительность самолёта в управлении также неприемлема для лётчиков, требуя от них больших перемещений рычагов управления или приложения больших усилий в процессе полёта (см. Чувствительность управления).

Г. И. Загайнов.

Управляемый стабилизатор — см. в ст. Стабилизатор.

Упругие колебания летательных аппаратов — совокупность различной природы вибраций всего ЛА или его частей как упругой деформируемой системы (конструкции), которые могут возникнуть в определённых условиях при эксплуатации ЛА. У. к. возникают и поддерживаются внешним по отношению к упругой системе источником энергии, связанным с самой системой. В зависимости от характера связей выделяют следующие основные виды У. к.: вынужденные колебания, автоколебания, параметрические колебания.

Вынужденные колебания возникают в системе от источника энергии, подающего периодические воздействия, по величине и характеру не зависящие от самой системы, то есть при односторонней связи. К такого рода У. к. можно отнести вибрации ЛА, возникающие при его полёте в турбулентной атмосфере, при его пробеге и разбеге, а также бафтинг оперения, акустические колебания и др. Частный случай вынужденных колебаний — свободные колебания, происходящие при одноразовом действии на систему источника энергии, например при попадании ЛА в неповторяющийся вертикальный порыв ветра.

Автоколебания имеют место при создании упругой системой периодических воздействий, поступлением которых из источника энергии система управляет сама. При этом тем или иным способом обеспечивается обратная связь между системой и источником У. к. На ЛА могут возникнуть различные виды автоколебаний — флаттер, шимми, вибрации при работе САУ и т. д. Как правило, автоколебания — наиболее опасный вид У. к., способный привести к спонтанному разрушению ЛА.

Параметрические колебания возникают при периодическом изменении источником энергии параметров упругой системы. Чаще всего этим колебаниям подвержены вертолёты.

Возникновение У. к. на самолёте нежелательно, а при определённых видах колебаний недопустимо. В зависимости от вида У. к. существуют различные способы их предупреждения. Уменьшения вынужденных колебаний до такой степени, при которой они не представляли бы непосредственной опасности для прочности ЛА и не препятствовали бы нормальному, в течение заданного времени, его функционированию, достигают различными способами, зависящими от характера и природы внешних воздействий. Для предотвращения автоколебаний стремятся создать такую конструкцию ЛА, в которой были бы “оборваны” или резко ослаблены обратные связи.

Вероятный вид У. к. определяют по их осциллограммам, на которых виден характер нарастания вынужденных резонансных колебаний (огибающие — прямые, рис. 1, а) и автоколебаний (огибающие — экспоненты, рис. 1, б). Каждый вид У. к. классифицируют по основному типу деформаций, которые происходят на всём ЛА или на его отдельных узлах (например, вынужденные поперечные колебания тяги управления, изгибно-крутильный флаттер крыла).

Для изучения У. к. и определения способов их устранения применяют экспериментальный и теоретический методы. Эксперименты проводят на физических моделях с учётом законов механического подобия, либо исследуют реальный ЛА в реальных условиях. Теоретические методы основаны на создании математических моделей самой упругой системы (обычно модель с бесконечным числом степеней свободы) и способа передачи воздействия внешней среды на модель.

Математические модели описываются матричным уравнением вида:

{{}}, (1)

где L — дифференциальный оператор, моделирующий упругую систему, её массовые и инерционные характеристики и связи между ними, W — вектор деформаций, Р — координата точки упругой системы, t — время, F — оператор, моделирующий механизм подвода энергии. Для вынужденных колебаний F зависит только от t. При малых колебаниях операторы L и F — линейны относительно W и его производных. При исследовании У. к. различных ЛА используются различные математические модели. Например, для самолёта с крылом большого удлинения математической моделью служит система скрещенных балок, каждая из которых моделирует крыло, фюзеляж, оперение и т. д. и является носителем упругих и массовых характеристик соответствующих частей самолёта; крыло малого удлинения моделируют пластиной и т. д. Для полного описания движения упругой системы к уравнению (1) добавляют дополнительные условия: краевые, характеризующие условия её закрепления, и начальные, описывающие её состояние в момент начала движения.

При использовании в качестве модели крыла прямой балки вектор деформации W имеет вид:

{{}},

где f(х) — прогиб сечения х балки (Р = х), {{φ}} (x) — угол её закручивания. Оператор L в случае малых колебаний имеет вид:

L = [W (x, t)] = {{}}

где ЕJ и GJр — соответственно жёсткости балки на изгиб и кручение; т, J_т — масса и массовый момент инерции единицы длины балки, {{σ}} — расстояние от центра масс сечения балки до её основания. Для вынужденных колебаний оператор

{{}},

где f_i(t) — заданные функции времени.

Для консольно защемлённой в стенку балки в месте её заделки (при x = 0) граничные условия имеют вид:

{{}},

на её свободном конце:

{{}}

Начальные условия обычно задаются при t = 0:

{{}} {{}},

{{}}, {{}},

где {{ψ}}_i(x) — заданные функции. При {{σ ≠}}0 балка совершает связанные изгибно-крутильные колебания. Если {{σ}} = 0, то оператор L = [W(х, t)] разделяется (балка совершает либо изгибные, либо крутильные колебания).

Если F(t) = 0, то вследствие начальной деформации наступает автономное движение системы, называемое свободными колебаниями. Тогда решение уравнения (1) имеет вид:

W(P, t) = {{∑}}A_kW_k(P)cos({{ω}}_kt+{{α}}_k). (2)

Каждое слагаемое в выражении (2) представляет собой так называемую стоячую волну и называется k-м собственным колебанием или k-м тоном колебаний. При собственном колебании все точки упругой системы движутся синхронно. Матрица W_k(Р) — форма (точнее собственная форма) k-го колебания, {{ω}}_k — его частота. Значения {{ω}}_k образуют дискретную, бесконечно возрастающую последовательность. На рис. 2 показаны формы первых трёх крутильных ({{φ}}₁, {{φ}}₂, {{φ}}₃) и двух тонов изгибных (f₁, f₂) колебаний крыла постоянного сечения, защемлённого по бортовой нервюре. Собственная частота и форма колебаний являются внутренними характеристиками упругой системы, определяются только её структурой и не зависят от начальных условий, которые влияют на амплитуду A_k и фазу колебаний {{α}}_k.

С математической точки зрения частота {{ω}}_k и форма W_k(Р) являются k-ми собственными значениями и функциями некоторой краевой задачи, определяемой выражением L = [W(P₁, t)] и условиями закрепления. Существует ряд методов решения задачи. Всякое свободное колебание представляется рядом собственных колебаний. Выражение (2) описывает движение некоторой идеальной упругой системы, в которой не учтены силы внутреннего трения конструкции, то есть движение происходит в среде как бы без сопротивления. В реальной конструкции свободные колебания будут затухающими. Вектор деформаций W в этом случае определяется выражением:

W = {{∑}}A_k{{}}. (3)

Каждое слагаемое в выражении (3) — k-й тон колебаний — характеризуется декрементом затухания {{δ}}_k и частотой колебаний {{ω}}_k. В отличие от идеальной системы колебания отдельных сечений конструкции сдвинуты по фазе на {{γ}}_k(Р); обычно {{}}_k ≈ ω _k }}.

Если F(t){{≠}}0, то упругая система совершает так называемые вынужденные колебания, являющиеся суммой достаточно быстро затухающих свободных колебаний, описываемых выражением (3), и незатухающих (вынужденных), определяемых видом F(t). Особо важным случаем является тот, когда упругая система совершает резонансные колебания: F(t) = Вcospt, где В — вектор возмущения. На такое возмущение система отвечает гармоническим же колебанием с той же частотой, но сдвинутым относительно возмущения по фазе. В этом случае имеет место следующая зависимость амплитуды А какого-либо сечения упругой системы (рис. 3) от частоты р возмущающего воздействия. Частоты {{ω}}₁^* {{ω}}₂^*... и т. д., при которых амплитуда точки А принимает максимальные значения, называются резонансными частотами первого, второго, k-го тонов колебаний системы, а соответствующие им амплитуды A₁, А₂,... и т. д. — резонансными амплитудами. Частоты {{ω}}_k^*, {{ω}}_k и {{}} — различные физические величины, хотя их значения обычно близки между собой. Деформации при резонансной частоте в десятки и даже в сотни раз превосходят те значения деформаций, которые имели бы место при статическом приложении такой же силы. Поэтому, если упругая система испытывает гармоническое внешнее воздействие с частотой, совпадающей с собственной частотой, возникают весьма интенсивные колебания конструкции, которые могут привести к её разрушению. При резонансных колебаниях деформации сдвинуты по фазе относительно возмущения на {{π}}/2.

Совокупность резонансных амплитуд всех точек упругой системы при этом образует так называемую форму k-го тона резонансных колебаний, весьма близкую к соответствующей форме собственных колебаний системы.

При экспериментальных исследованиях У. к. определяют именно резонансные частоты и формы колебаний. Степень близости их к полученным расчётным колебаниям собственной формы и частотам служит критерием правильности выбора математической модели упругой системы.

Принципиальное отличие распределённых реальных упругих систем от идеальных заключается в том, что число резонансных частот конечно. Начиная с некоторого порядкового номера тона, колебания невозможно возбудить. По этой причине все У. к. самолёта происходят на низших тонах.

Летящий ЛА является не закреплённой упругой системой, поэтому он может совершать колебания и как твёрдое тело (то есть иметь так называемые нулевые тона). Так как ЛА имеет вертикальную плоскость симметрии, то уравнение (1) распадается на два независимых; одно из них описывает происходящие в вертикальной плоскости симметричные колебания, другое — связанные колебания в горизонтальной и вертикальной плоскостях. При анализе собственных колебаний ЛА их располагают в порядке возрастания собственных частот и именуют первым, вторым... k-м тонами колебаний. При каждом тоне в той или иной степени деформируется весь ЛА. Каждому тону присваивается название, которое характеризует его “происхождение”, то есть определяется, какой вид деформаций и какая часть самолёта играет в его формировании основную роль. Так различают тоны, соответствующие изгибу крыла, кручению крыла, кручению фюзеляжа и т. д. (хотя при этих тонах в той или иной степени деформируется вся конструкция). Совокупность тонов колебаний с указанием их названий образует так называемый частотный паспорт ЛА. Составление частотного паспорта — основная и часто определяющая задача при изучении У. к.

Решение проблем У. к. стимулировало развитие методов математического анализа, аэродинамики, строительной механики ЛА и др. областей науки, потребовало создания специальной измерительной аппаратуры, методов экспериментальных исследований и измерений. Отдельные вопросы стали самостоятельными научными дисциплинами (аэроупругость, усталостные вибрации и др.).

Большой вклад в разработку теории У. к., методов их экспериментального исследования и способов их устранения внесли советский учёные И. В. Ананьев, Е. П. Гроссман, М. В. Келдыш, М. В. Марин, Л. С. Попов, А. Л. Резник, А. Ф. Селихов, С. П. Стрелков, Г. М. Фомин и др.

Лит.: Келдыш М. В., Гроссман Е. П., Марин Н. И., Вибрации на самолете, М., 1942; Ананьев И. В., Тимофеев П. Г., Колебания упругих систем в авиационных конструкциях и их демпфирование, М., 1965.

Я. М. Пархомовский.

Рис. 1. Примерные осциллограммы вынужденных колебаний (а) и автоколебаний (б) самолёта.

Рис. 2. Формы тонов колебаний крыла, защемлённого по бортовой нервюре: а — крутильных 1—3-го тонов; б — изгибных 1—2-го тонов; х/l — положение точки крыла по его длине; l — длина полукрыла.

Рис. 3. Примерный вид резонансной кривой: А — амплитуда вынужденных колебаний; р — частота возмущающего воздействия; A_k — резонансные амплитуды k-го тона; {{ω}}_k^* — k-я резонансная частота.

Уравнение притока теплоты — то же, что энергии уравнение.

Уравнения движения летательного аппарата. Обычно при анализе движения ЛА его рассматривают как абсолютно жёсткое тело. В этом случае в У. д. можно выделить две группы уравнений: У. д. центра масс (ЦМ) и У. д. относительно ЦМ. Если пренебречь вращением Земли, У. д. ЦМ ЛА можно представить в виде:

{{}} = m({{Ω}}_zV_y ― {{Ω}}_yV_z) + mg_x + R_x;

{{}} = m({{Ω}}_xV_z ― {{Ω}}_zV_x) + mg_y + R_y;

{{}} = m({{Ω}}_yV_x ― {{Ω}}_xV_y) + mg_z + R_z,

где m — масса ЛА, V_i (i = х, у, z), {{Ω}}_i, g_i, R_i — проекции векторов скорости V ЛА и его угловой скорости {{Ω}} в выбранной системе координат (СК), ускорения свободного падения g действующей на ЛА активной силы R, включающей аэродинамическую. силу R_A (см. Аэродинамические силы и моменты) и тягу Р двигательной установки, на оси координат. Выбор СК зависит от решаемой задачи. Часто используется траекторная СК; в этом случае {{}}, {{}} = {{}} = 0. Если пренебречь кривизной земной поверхности, что допустимо при скоростях полёта, значительно меньших первой космической, то

{{}}, {{}},

где {{ψ}}_а — скоростной угол рыскания, {{Θ}} — угол наклона траектории, и У. д. ЦМ принимают вид:

{{}} = ― mgsin{{Θ}} ― X_a+Pcos({{α}} + {{φ}})cos{{β}};

{{}} = ― mgcos{{Θ}} + Y_acos{{γ}}_a ― Z_asin{{γ}}_a + P[sin({{α}} + {{φ}})co{{γ}}_a + cos({{α}} + {{φ}})sin{{β}}sin{{γ}}_a];

―mVcos{{Θ}}{{}} = Y_asin{{γ}}_a + Z_acos{{γ}}_a + P[sin({{α}} + {{φ}})sin{{γ}}_a ― cos({{α}} + {{φ}})sin{{β}}cos{{γ}}_a],

где {{φ}} — угол заклинения тяги (угол между направлением тяги и продольной осью ЛА), {{α}} — угол атаки, {{β}} — угол скольжения, {{γ}}_a — скоростной угол крена, Х_а, Y_а, Z_а — аэродинамическое сопротивление, подъёмная и боковая силы. Приведённая система уравнений дополняется кинематическими соотношениями, определяющими положение ЦМ ЛА, которые в рассматриваемом случае имеют вид:

{{}} = Vcos{{Θ}}cos{{ψ}}_а;

{{}} = Vsin{{Θ}}; {{}} = ― Vcos{{Θ}}sin{{ψ}}_а

(здесь Н — высота полёта, Х и Z — продольная и боковая дальности).

Вторая группа У. д. имеет наиболее простой вид в связанной СК, оси которой направлены по главным осям инерции ЛА:

I_x{{}} = (I_y―I_z){{ω}}_y{{ω}}_z+M_x;

I_y{{}} = (Ι_z―I_x){{ω}}_z{{ω}}_x+M_y;

Iz{{}} = (I_x―I_y){{ω}}_x{{ω}}_y+M_z;

где {{ω}}_{x, y, z} — соответственно скорости крена, рыскания и тангажа, М_{х, у, z} — проекции вектора полного момента М действующих на ЛА сил (аэродинамические и тяги) на соответствующие оси СК, I_{х, y, z} — главные моменты инерции ЛА. Эта система уравнений дополняется кинематическими соотношениями, определяющими изменения углов тангажа, рыскания и крена (соответственно {{}}, {{ψ}} θ {{γ}}):

{{}} = {{ω}}_ysin{{γ}}+{{ω}}_zcos{{γ}};

{{}}

{{}} = {{ω}}_x―({{ω}}_ycos{{γ}}―{{ω}}_zsin{{γ}})tg;

При отсутствии ветровых возмущений углы {{α}}, {{β}} и {{γ}}_a определяются с помощью равенств:

sin{{β}} = [sin{{}}sin{{γ}}cos({{ψ}}_а―{{ψ}})―cos{{γ}}sin({{ψ}}_а―{{ψ}})]cos{{Θ}}―cos{{}}sin{{γ}}sin{{Θ}};

sin{{α}} = {[sin{{}}cos{{γ}}cos({{ψ}}_а ― {{ψ}}) + sin({{ψ}}_а ― {{ψ}})]cos{{Θ}} ― cos{{}}cos{{γ}}sin{{Θ}}}cos^―1{{β}};

sin{{γ}}_a = {[sin{{}}cos{{α}} ― cos{{}}sin{{α}}cos{{γ}}]sin{{β}} + cos{{}}sin{{γ}}cos{{β}}}cos^―1{{Θ}}

(подразумевается, что углы {{γ}} и {{γ}}_a отсчитываются от одного и того же направления). Приведённые уравнения при необходимости дополняются уравнениями, определяющими изменения массы и моменты инерции ЛА вследствие выгорания топлива.

Входящие в уравнения аэродинамические силы и моменты, тяга двигательной установки являются функциями высоты и скорости полёта, угловых скоростей, углов атаки и скольжения и др. параметров. Задавшись конкретными выражениями для этих функций, можно замкнуть систему У. д. и проинтегрировать её. См. также Боковое движение, Продольное движение.

Лит.: Бюшген Г С. Студнев Р. В., Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения, М., 1979.

В. А. Ярошевский.

Уравнения существования ЛА, уравнения компоновки ЛА, — система уравнений и неравенств относительно проектных переменных, являющаяся математической формой условий физической реализуемости проекта. Эти условия определяют отношения между располагаемыми и потребными значениями геометрических и массовых характеристик ЛА и его элементов (компонентов), а также область имеющих физический смысл значений проектных переменных или совместности значений группы переменных.

Иногда У. с. называют одно из уравнений системы — уравнение весового баланса:

{{}},

где {{}}_i = m_i/m₀ — относительная масса i-го компонента ЛА; m₀ — взлётная масса.

Урмин Евгений Васильевич (1900—1981) — советский конструктор авиационных двигателей. Участник Гражданской войны (военный комиссар в Кронштадте). Окончил Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1928; ныне ВВИА). В 1930—40 работал в ЦИАМ, в 1940—46 главный конструктор на авиамоторных заводах в Запорожье (там им разработан М-89, М-90) и Москве (здесь созданы модификации ПД М-11 повышенной мощности). В последующий период снова в ЦИАМ и на преподавательской работе. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Портрет см. на стр. 610.

Е. В. Урмин.

Ускоритель стартовый — вспомогательный двигатель, предназначенный для кратковременного повышения во время взлёта тяговооружённости самолёта.

У. используются в основном на военных самолётах. В качестве У. обычно применяют сбрасываемые по окончании работы твердотопливные ракетные двигатели. Особенности таких У. — небольшая (около 10 с) продолжительность работы и малый удельный вес (высокое отношение тяги У. к его весу). У. обеспечивают существенное улучшение взлётных характеристик самолётов, особенно при эксплуатации на малопрочных грунтах. В связи с улучшением аэродинамических характеристик самолётов при взлёте (в частности, после появления крыла изменяемой в полёте стреловидности), а также повышением их тяговооружённости путём увеличения мощности собственных двигателей применение У. сокращается.

Взлёт самолёта-истребителя со стартовыми ускорителями.

Усложнение условий полёта — особая ситуация, характеризующаяся, незначительным увеличением психофизиологической нагрузки на экипаж либо незначительным ухудшением характеристик устойчивости и управляемости или лётных характеристик. У. у. п. не приводит к необходимости немедленного или не предусмотренного заранее изменения плана полёта и не препятствует его благополучному завершению.

Усталостные испытания авиационных конструкций — разновидность ресурсных испытаний, в процессе которых производится циклическое нагружение авиационной конструкции заданной программой, моделирующей по условиям усталости внешние переменные нагрузки в реальных условиях эксплуатации. Программа нагружения может включать либо блок нагрузок, моделирующий нагрузки наиболее нагруженного типового или осреднённого полёта, либо блок нагрузок, моделирующий нагрузки нескольких характерных полётов с различной нагруженностью, которые чередуются случайным образом. В процессе У. и. по данным тензометрии, измерений нагрузок и напряжений устанавливают эквивалентность нагружения конструкции в стендовых условиях по отношению к условиям эксплуатации.

При выявлении усталостных повреждений элементов конструкций проводят исследование причин появления повреждений, разрабатываются рекомендации по доработке или усилению повреждённого элемента. В случае обнаружения усталостной трещины наблюдают длительность её развития до критического или ремонтопригодного размера. После достижения трещиной предельного размера осуществляют её стопорение либо проводят восстановительный ремонт. В процессе испытаний исследуют напряжённое состояние конструкции при воспроизведении программного нагружения путём расчёта методом конечных элементов, тензометрирования и сравнительного анализа.

В результате У. и. получают данные по долговечности критических зон конструкции, длительности развития усталостных трещин; разрабатывают рекомендации по доведению долговечности конструкции до требуемого уровня и рекомендации по дефектоскопическому контролю и техническому обслуживанию конструкции при эксплуатации. Эти данные необходимы для назначения ресурса конструкции по условиям усталости.

К. С. Щербаков.

Усталость авиационных конструкций — постепенное накопление повреждений в элементах конструкций ЛА под действием переменных (повторяющихся) напряжений, приводящее к образованию и развитию в них трещин и к последующему разрушению конструкций. Для У. авиационных конструкций характерны те же закономерности, что и для конструкций других машин: локальность повреждения (особенно при наличии концентраций напряжений); постепенность развития процесса в нескольких различных стадиях (например, образование микро-, а затем макротрещины, рост трещин); преобладающая роль напряжений растяжения и размаха (амплитуды). Типичные условия, определяющие развитие У. в авиационной конструкции: высокая напряжённость элементов конструкции при нормальной эксплуатации; большое число потенциально опасных в отношении У. мест в различных элементах (болтовых и заклёпочных отверстиях, в местах перехода от одной толщины к другой, вырезах, подсечках и т. п.); широкий диапазон циклических нагрузок (различных по знаку, амплитуде, частоте и т. п.), действующих одновременно, в регулярной или случайной последовательности. Такие условия не позволяют без чрезмерного увеличения массы авиационных конструкций обеспечить их беспредельную долговечность; она всегда ограничена, но в необходимое число раз превышает требуемый ресурс.

При проектировании авиационных конструкций и исследований У. их элементов практический интерес представляет связь условий нагруженности конструкций с долговечностью (в частности, кривые в координатах {{σ}} — N, где {{σ}} — напряжение, N — число циклов или полётов) и только в редких случаях — пределы выносливости (рис. 1). Сопротивление У. авиационной конструкции зависит от химического состава и структурного состояния материалов и формы деталей (элементов) конструкции; от технологии изготовления элементов, влияющей на уровень наведённых внутренних напряжений; от состояния поверхности, размеров зазоров, натягов, и т. п.; от напряжённого состояния элементов конструкции; от характера циклического нагружения, который определяется условиями работы конструкции при эксплуатации и её компоновкой (в частности, асимметрией и частотой циклических нагрузок, одновременностью и чередованием их действия). Кроме того, в связи с многоэлементностью авиационных конструкций их сопротивление У. зависит от технологии сборки и характеризуется рассеянием долговечности отдельных элементов, а также сложностью законов развития трещин в составных конструкциях. На основе изучения этих вопросов разрабатываются методики натурных ресурсных испытаний авиационных конструкций, а также методы расчёта их долговечности. Для этого используются следующие результаты исследований: рассеяния полученных при испытании характеристик; влияния на долговечность напряжённого состояния; закономерностей накопления усталостных повреждений при различных последовательностях циклического нагружения. Последняя задача обусловлена сложным характером (нестационарностью) циклического нагружения, представляющего собой сочетание регулярных нагрузок (так называемых нагрузок функционирования), направление которых известно, а их уровень подвержен случайным колебаниям от полёта к полёту, и собственно случайных нагрузок, являющихся результатом воздействия неспокойного воздуха или неровностей поверхности аэродрома либо случайной последовательности манёвренных нагрузок. Трудность решения задачи о накоплении усталостного повреждения объясняется невозможностью (до образования трещины) измерить исчерпание долговечности какими-либо физическими методами и сложностью влияния на сопротивление У. разных циклических напряжений. Обычно долговечность конструкции оценивается числом полётов (при испытаниях также числом циклов или блоков циклов) до образования таких трещин, которые могут быть обнаружены современными методами дефектоскопии.

Для оценки роста усталостной трещины служит мера трещины (длина трещины или площадь её поверхности). При исследования этой стадии У. используют также информацию, полученную при анализе поверхности излома (рис. 2), на которой отражаются в виде характерных структурных признаков особенности развития разрушения.

На У. авиационных конструкций оказывает влияние и внешняя среда, в том числе такие факторы, как температура (особенно высокие температуры при длительных полётах со сверхзвуковой скоростью) и коррозионная активность воздушной среды. Наиболее значительно на росте трещин сказывается влажность воздуха, так как в этом случае коррозионному воздействию влаги подвергается поверхность металла, не имеющая какого-либо защитного покрытия.

Основой предупреждения усталостных разрушений авиационных конструкций является комплекс мер, включающих выбор материала, тщательную проработку всех деталей конструкции, выбор рациональной технологии и обеспечение надёжности конструкции. Эти меры опираются на точный расчёт долговечности и результаты испытаний авиационных конструкций на У. Для повышения сопротивления У. особенно эффективны использование сплавов высокой чистоты, оптимизация их структуры, применение длинномерных полуфабрикатов, совершенствование методов и технологии сварки. Подетальный расчёт долговечности конструкции ЛА обеспечивается автоматизацией расчётов, унификаций и стандартизацией типовых деталей. Требуемые показатели качества поверхности, уровней внутренних напряжений и натягов, пределы неблагоприятных монтажных и термических напряжений гарантируются технологией изготовления деталей и их сборки. Из-за многообразия факторов, определяющих У. авиационных конструкций, основой для оценки конструктивно-технологических мер предупреждения У. и проверки расчётных методов является эксперимент, включающий испытания образцов материала, фрагментов конструкций, а также натурных экземпляров ЛА. В лабораторных условиях применение ЭВМ и следящего электрогидравлического привода позволяет достаточно полно воспроизводить реальное нагружение авиационных конструкций, распределение нагрузок и последовательность их действия. Используемая в натурных испытаниях полётная схема программы нагружения в зависимости от задач эксперимента и условий эксплуатации исследуемой конструкции включает различные последовательности полётов ЛА различных типов, а также близкое к реальному сложное чередование нагрузок. Такая же схема, но с более подробным воспроизведением всего спектра нагрузок и условий их чередования, служит основой для испытаний элементов конструкций на всех стадиях: при отработке конструкции, разработке технологии, апробации новых методик расчёта. Для типовых элементов конструкции ЛА разработаны стандартизованные программы квазислучайного нагружения.

Первые исследования У. авиационных конструкций проводились ещё в 20-е гг. Начиная с 30-х гг. ведутся систематические работы по изучению У. элементов и агрегатов ЛА, связанных с силовой установкой (источником механической вибрации). В 40—60-е гг. было развёрнуто изучение У. основной силовой конструкции ЛА. В этих исследованиях основная роль принадлежит советский учёному Н. И. Марину и немецкому учёному Е. Гасснеру, которые показали, что не только вибрации, но и регулярно (в каждом полёте) действующие нагрузки функционирования и нагрузки при полёте в неспокойном воздухе могут вызвать усталостное разрушение конструкций составных частей самолёта (крыла, фюзеляжа и т. д.). Марин развил представление об У. авиационных конструкций при действии повторно-статических нагрузок (см. Повторяемость нагрузок), к которым относятся нагрузки функционирования и низкочастотные нагрузки от действия неспокойного воздуха и неровностей поверхности аэродрома. Эти представления использованы при создании методики натурных повторно-статических испытаний авиационных конструкций, которые стали обязательными в СССР с начала 50-х гг. Такие испытания за рубежом были введены в 1954 после катастроф английских пассажирских самолётов Де Хэвилленд “Комета”, вызванных У. элементов фюзеляжа. Гасснер разработал методы преобразования всей совокупности циклических нагрузок в программу нагружения для усталостных испытаний и создал основные методики программных испытаний для натурных авиационных конструкций. Повторно-статические испытания легли в основу определения ресурса и доводки конструкции по условиям У. Однако практически проектирование силовой конструкции самолётов проводилось только по критериям статической прочности, и по результатам ресурсных испытаний осуществлялась доработка конструкции до требуемого ресурса. В 60—70-е гг. для прочностных расчётов стали использовать ЭВМ. В те же годы применение новых высокопрочных материалов в конструкции ЛА позволило улучшить весовую эффективность ЛА, то есть увеличить предел напряжённости конструкций. Вследствие этого обеспечение требуемого ресурса только доработкой конструкции оказалось невозможным. Начиная с 70-х гг. работы по обеспечению ресурса проводились не на стадии доводки готовой конструкции, а на стадии проектирования. В СССР разработана система обеспечения ресурса при проектировании, включающая расчёты ожидаемой повторяемости нагрузок, долговечности элементов конструкций, отработку натурных элементов (панелей, стыков и т. п.) по результатам испытаний (при повторно-статическом и акустическом нагружении, см. Акустическая усталость). Характерной чертой исследований У. авиационных конструкций является также разработка и внедрение при проектировании методов обеспечения безопасного повреждения конструкций. В этой связи ещё в 60—70-е гг. были развёрнуты исследования роста трещин и прочности повреждённых трещиной материалов в натурных конструкциях и в их элементах.

Лит.: Марин Н. И., Статическая выносливость элементов авиационных конструкций, М., 1968; Хейвуд Р. Б., Проектирование с учетом усталости, пер. с англ., М., 1969; Броек Д., Основы механики разрушения, пер. с англ., М., 1980; Кишкина С. И., Сопротивление разрушению алюминиевых сплавов, М., 1981.

В. Г. Лейбов, А. З. Воробьёв, В. В. Сулименков.

Рис. 1. Кривые усталости: {{σ}} — циклическое напряжение; N — циклическая долговечность (циклы, полёты); {{σ}}_R — предел выносливости; 1 — деталь из стали; 2 — деталь из алюминиевого сплава.

Рис. 2. Поверхность усталостного излома лонжерона крыла; а — микрокартина; б — микрофотография; 1 — очаг разрушения; 2 — усталостные бороздки (рост трещины за один цикл); 3 — рост тещины за один полёт.

Установившееся течение — то же, что стационарное течение.

Устинович Владимир Адольфович (р. 1910) — советский воздухоплаватель, мастер спорта СССР. Летать на дирижаблях начал будучи студентом МАИ и Дирижаблестроительного института (окончил его в 1935). Летал на дирижаблях “Комсомольская правда”, В-1, В-2, В-6, В-7, В-10, В-12, “Победа”, “Патриот”, “Малыш”. В 1934 бортинженер дирижабля В-6. С 1937 командир дирижабля В-7. В 1938—40 командир-инструктор Учебно-опытной эскадры дирижаблей ГВФ. Во время Великой Отечественной войны командир дирижаблей В-12 и “Победа”. В 1945 в районе Севастополя совершал полёты на дирижабле “Победа” с целью обнаружения затонувших судов и мин. В 1948—69 проводил испытания воздушно-десантной техники. Награждён орденом Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

В. А. Устинович.

Устойчивость летательного аппарата — способность ЛА восстанавливать режим полёта, от которого он отклонился после воздействия возмущения. Исторически требования к У. ЛА подразделялись на требования к статической и динамической устойчивости.

Понятие статической устойчивости ЛА эквивалентно понятию апериодической устойчивости решения дифференциальных уравнений, описывающих в том или ином приближении движения ЛА. Термин “статическая” связан с тем, что качественная оценка У. производится на основе рассмотрения статического равновесия действующих на ЛА моментов и сил. Наглядной иллюстрацией понятия статической (апериодической) У. являются три состояния равновесия шара на выпуклой, плоской и вогнутой поверхностях (рис. 1). В случае а шар статически (апериодически) неустойчив, в случае б имеет нейтральную статическую У., в случае в — статически (апериодически) устойчив.

Наличие статической У. ЛА, которая обеспечивает начальную тенденцию движения ЛА к исходному положению равновесия после действия возмущения, во многих случаях гарантирует общую, в том числе и динамическую У. движения ЛА. Отсутствие статической У. по той или иной фазовой координате свидетельствует о неблагоприятных характеристиках У. возмущённого движения и требует применения автоматических средств стабилизации летательного аппарата.

Беспилотные ЛА, оснащённые автоматическими системами управления и стабилизации, очень часто бывают статически неустойчивыми. Начиная с 70-х гг. пилотируемые ЛА, в первую очередь из соображений улучшения лётно-технических характеристик (за счёт уменьшения аэродинамического сопротивления) и повышения манёвренности, создаются статически неустойчивыми, в связи с чем оснащаются системами дистанционного управления с контурами стабилизации по соответствующим фазовым координатам.

В отечественной практике и литературе используются следующие понятия статической У.

Устойчивость по углу атаки. Этот термин наиболее точно соответствует ситуации, когда модель ЛА, находящаяся в аэродинамической трубе, имеет возможность вращения вокруг центра масс (ЦМ). Модель устойчива по углу атаки {{α}} в потоке воздуха, если производная аэродинамического коэффициента m_z момента тангажа по углу атаки ∂m_z/∂{{α}} μеньше нуля:

{{}}<0

так как ∂m_z/∂c_y = {{}}>0

({{}}, {{}} — приведённые координаты, в долях САХ, ЦМ и фокуса аэродинамического; см. также Аэродинамические коэффициенты), что выполняется, если аэродинамический фокус по углу атаки расположен позади ЦМ (оси вращения модели) — рис. 2.

Устойчивость по перегрузке. Этот термин, в отличие от предыдущего, предполагает возможность перемещения ЦМ ЛА по высоте. Вертикальное перемещение с ускорением (перегрузкой) в сочетании с поступательным движением приводит к криволинейному движению, в котором на ЛА действует дополнительный момент, пропорциональный {{∆}}m_z = {{}}{{∆ ω}}_z, что увеличивает общую тенденцию ЛА к восстановлению исходного режима полёта. Указанный дополнительный эффект, в сравнении с устойчивостью по углу атаки, виден из формулы для степени устойчивости по перегрузке:

{{}},

где{{}} — приведённый вес ЛА (G — вес ЛА, S — площадь крыла, {{ρ}} — плотность воздуха, g — ускорение свободного падения b_A — САХ); V — скорость ЛА; {{ω}} — приведенная скорость тангажа (см. Вращательные производные).

Статическая (моментная) устойчивость ЛА по скорости. Этот термин описывает тенденцию ЛА к восстановлению исходной скорости полёта при наличии возмущений по скорости. Определяющим фактором в этой тенденции является изменение моментов, действующих на ЛА при изменении скорости, что описывается вторым слагаемым в выражении для степени У. самолёта по скорости:

{{}},

где М — Маха число. Указанные понятия статической У. ЛА сформулированы при условии неизменности положения управляющих аэродинамических поверхностей, то есть при невмешательстве лётчика в управление.

Статическая (силовая) устойчивость ЛА по скорости. Этот термин предполагает определённое вмешательство лётчика или автомата в управление ЛА с целью поддержания горизонтального полёта и описывает тенденцию ЛА к сохранению исходной скорости полёта, исходя из баланса изменений тяги Р и аэродинамического сопротивления X_{г. п} по скорости в горизонтальном полёте, а условие статической У. ЛА имеет вид:

{{}}<0.

Путевая статическая устойчивость является аналогом продольной статической У. по углу атаки (m_z^{{α}}): {{∂}}m_y/{{∂β}}<0, где {{β}} — угол скольжения (рис. 3).

Поперечная статическая устойчивость — название частной производной безразмерного момента крена по углу скольжения {{∂}}m_x/{{∂β}}<0. Этот термин имеет более опосредствованное отношение к апериодической У. ЛА по углу скольжения (m_x^{{β}} влияет на частоту боковых колебаний) и определяет спиральную устойчивость по крену.

При рассмотрении динамической У. движения ЛА анализируется линеаризованная система уравнений движения, которая разделяется на системы уравнений продольного движения и бокового движения (в некоторых случаях линеаризация уравнений производится относительно исходного пространственного движения). Для осесимметричных ЛА уравнения движения могут записываться в полярной системе координат, и обычно используется иная процедура анализа возмущённого движения с выделением движений по пространственному углу атаки и по углу крена.

Динамическая У. возмущённого движения оценивается по корням соответствующего характеристического уравнения: действительная часть корней должна быть меньше нуля. По отношению к действительным корням характеристического уравнения употребляется термин апериодической У. или неустойчивости движения (рис. 4, а); комплексно-сопряжённым корням соответствуют колебательные переходные процессы, и поэтому используется термин колебательная У. или неустойчивость движения (рис. 4, б).

Граница апериодической У. возмущённого движения определяется из условий равенства нулю свободного члена a₀ характеристического уравнения

a_npⁿ+а_n-1p^n-1+...+a₀ = 0.

Применительно к ЛА “самолётной” схемы, где возмущённое движение ЛА описывается отдельными системами уравнений продольного и бокового движений, условия апериодической У. тесно связаны с условиями статической У. Так, для апериодической У. движения ЛА по углу атаки на коротких интервалах времени (в рамках так называемого коротко-периодического движения, когда скорость не успевает существенно измениться) необходимо, чтобы ЛА был статически устойчив по перегрузке ({{σ}}_n<0). При выполнении этого условия ЛА во многих случаях имеют колебательные переходные процессы по углу атаки, и частота этих колебаний связана с {{σ}}_n: {{ω ∞ σ}}_n^1/2.

Коротко-периодичное движение практически всегда колебательно устойчиво:

{{}},

где {{λ}}_к.п — корень характеристического уравнения, соответствующий коротко-периодичному движению; i_z — безразмерный момент инерции относительно оси z.

В длинно-периодичной форме движения ЛА, связанной с изменением скорости и высоты полёта, на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, как правило, ЛА периодически устойчивы, поскольку на этих режимах полёта ЛА статически устойчив по скорости ({{σ}}_V<0), и эта У. близка к У. по перегрузке. В этом случае угол атаки практически не меняется.

Длинно-периодичное движение может быть колебательно-неустойчивым, что обусловлено характером изменения тяги двигателей и аэродинамического сопротивления при {{α}} = const в случае изменения скорости; в наибольшей степени это проявляется для ЛА с ТРД, что связано с резким увеличением тяги при уменьшении скорости.

На режимах полёта с трансзвуковыми скоростями ЛА обычно имеют апериодическую неустойчивость, она может быть настолько значительной, что воспринимается как неустойчивость по перегрузке (углу атаки), хотя в действительности это обусловлено большой степенью статической неустойчивости по скорости, вызванной смещением назад аэродинамического фокуса при незначительном возрастании числа М и соответствующим ростом статической У. по перегрузке.

В боковом возмущённом движении апериодическая У. в быстро-периодичных движениях по углам скольжения и крена обеспечивается при наличии путевой статической У. m_y^{{β}}<0. На ряде ЛА с вытянутым эллипсоидом инерции (I_y/I_x>>1; I_x, I_y — моменты инерции ЛА относительно осей у и х) значительный вклад в апериодическую У. вносит поперечная статическая У. m_x^{{β}}<0. С двумя этими коэффициентами связана частота боковых колебаний совместно по углам скольжения и крена:

{{≲ω}}₀{{≲}},

где q — скоростной напор; l — размах крыла. Апериодическая У. по крену в спиральной форме движения ЛА связана с поперечной статической У. и рядом других аэродинамических характеристик неравенством:

m_x^{{β}}/m_y^{{β}}>{{}}.

На больших углах атаки в связи с резким уменьшением демпфирования крена ({{}}0) возможно появление ещё одного вида апериодической неустойчивости ЛА при вращении по крену с самопроизвольным увеличением скорости крена. В большинстве случаев боковое движение колебательно устойчиво, однако на больших углах атаки колебательная неустойчивость бокового движения — одна из причин сваливания.

В нормах по У. ЛА 80—90-х гг. практически отсутствуют требования к значениям статической У., хотя примерно до начала 80-х гг. существовали количественные требования к запасу У. самолёта, например по перегрузке {{σ}}_n. Однако и сейчас специалисты широко оперируют величинами {{σ}}_n, m_y^{{β}}, m_x^{{β}} и т. п., составляя по ним качественные суждения о приемлемости характеристик ЛА.

Нормируемыми величинами принято считать такие показатели, как частота колебаний, степень затухания колебаний, значение перерегулирования в переходном процессе (см. Заброс по перегрузке), время срабатывания или удвоения амплитуды, то есть показатели, описывающие динамические характеристики ЛА. При нормировании используются не только параметры переходных процессов, но и взаимное соотношение нулей и полюсов передаточных функций ЛА, а также частотные характеристики ЛА. Количественные показатели динамических характеристик нормируются в зависимости от назначения ЛА, этапа полёта, а также от состояния ЛА и его систем (наличие отказов). См. также Боковая устойчивость. Продольная устойчивость.

Г. И. Загайнов.

Рис. 1.

Рис. 2. Возникновение момента {{∆}}М_z, ({{∆ α}}), ξбеспечивающего устойчивость по углу атаки.

Рис. 3.

Рис. 4. Апериодически устойчивое и неустойчивое движения (а); колебательно устойчивое и неустойчивое движения (б); синие кривые — движение устойчиво, красные — неустойчиво.

Устойчивость гидродинамическая — способность поля течения восстанавливать своё состояние после воздействия возмущений. Для длительного существования какого-либо течения необходимо, чтобы случайно возникающие в нём возмущения затухали. Если же возмущения, даже вначале малые, нарастают, то рассматриваемое течение неустойчиво и неизбежно разрушится, породив другое течение. Изучение законов развития возмущений и определение условий, при которых они затухают, составляют содержание теории У. г. — большого раздела аэро- и гидродинамики. Эта теория охватывает широкий круг научных проблем с многими важными техническими приложениями. К ним относятся задачи об устойчивости вихревых течений и струйных течений, зональных ветров в атмосфере, течений электропроводящих жидкостей и плазмы, конвекционных и др. течений. С неустойчивостью ламинарных течений тесно связан переход ламинарного течения в турбулентное.

В общей постановке задача об У. г. какого-либо течения требует исследования решения нелинейной системы уравнений с частными производными, что сделать чрезвычайно трудно. Поэтому обычно применяется метод возмущений теории, позволяющий линеаризовать уравнения (см. Линеаризованная теория течений). Наиболее полно этот метод исследования У. г. разработан для стационарных двумерных плоскопараллельных течений, например вязкой жидкости течения в канале постоянной ширины; таким же течением приближённо считается и ламинарный пограничный слой, толщина которого изменяется сравнительно медленно, а нормальная к стенке составляющая скорости мала.

Для плоскопараллельного течения несжимаемой жидкости на основе неразрывности уравнения вводится функция тока {{ψ}}, σдовлетворяющая уравнению

{{}}.

Здесь {{∆}} = {{∂}}²/{{∂}}_x² + {{∂}}²/{{∂}}_y² — характерное Рейнольдса число, t — безразмерное время; остальные величины обезразмерены с помощью характерных для течения значений длины и скорости. В методе малых возмущений {{ψ}} представляется в виде {{ψ}}(х, у, t) = {{ψ}}(у)+ {{ψ}}^*(х, у, t), где {{ψ}} — частное решение приведённого уравнения, соответствующее функции тока основного течения в направлении оси Ох, а {{ψ}}^* — малое возмущение. Подстановка этого выражения в уравнение приводит после отбрасывания членов второго порядка малости к линеаризированному уравнению для {{ψ}}^*, коэффициенты которого зависят только от у. Следовательно, оно допускает решение вида {{ψ}}^*(х, у, t) = f(у)exp[i{{α}}(х — сt)], амплитуда f которого удовлетворяет обыкновенному линейному дифференциальному уравнению четвёртого порядка: (V — c)(f{{"}} — {{α}}²f) — Vf = —(i/{{α}}Re)(f""—2{{α}}²f"+{{α}}⁴f), где V(у) — скорость основного течения, {{α}} — волновое число, а штрих означает дифференцирование по у. Это однородное уравнение, играющее важную роль в линейной теории У. г., называется уравнением Орра — Зоммерфельда, впервые получившими его в 1907—08. Краевые условия для возмущений требуют обращения в нуль обеих составляющих скорости на стенках, в случае неограниченного потока — на бесконечности. Таким образом, возникает задача о собственных значениях с вековым уравнением вида F({{α}}, Re, с) = 0. Для каждой пары действительных величин {{α}} и Re существует, вообще говоря, комплексное собственное значение c = c_r+ic_i, при котором уравнение для f с однородными краевыми условиями имеет нетривиальное решение. Его мнимая часть определяет нарастание (c_i>0) или затухание (c_i<0) со временем амплитуды f волны возмущения {{ψ}}^*, распространяющейся в направлении основного течения с фазовой скоростью с_r. Такие волны в теории У. г. часто называются волнами Толмина — Шлихтинга. Кривая c_i = 0, соответствующая нейтральным колебаниям и отделяющая в плоскости ({{α}}, Re) область устойчивости от области неустойчивости (см. рис.), называется нейтральной кривой. На ней всегда имеется точка с наименьшим (критическим) числом Рейнольдса Re_кр, которое может служить общим критерием устойчивости рассматриваемого течения. При Re<Re_кр благодаря вязкой диссипации все малые возмущения затухают, а при Re>Re_кр в потоке могут существовать нарастающие возмущения со значениями {{α}}, находящимися в интервале между его значениями на верхней и нижней ветвях нейтральной кривой. Форма нейтральной кривой и Re_кр сильно зависят от профиля скорости основного течения. Если у него нет точек перегиба, где V" = 0, то при Re{{→ ∞}} обе ветви нейтральной кривой асимптотически приближаются к оси абсцисс (кривая а на рис.). Если же у профиля скорости есть точки перегиба, то верхняя ветвь имеет асимптотой прямую {{α}} = {{α}}_s{{≠}}0 (кривая б на рис.); в этом случае заметно уменьшается Re_кр и при сколь угодно большом Re существует конечный интервал значений {{α}}, в котором малые возмущения неустойчивы. В двумерном пограничном слое профили скорости с точкой перегиба возникают в области с положительным градиентом давления, где внешний поток замедляется. Такие факторы, как отрицательный градиент давления или отсос пограничного слоя, которые делают профиль скорости более наполненным, повышают Re_кр и замедляют нарастание неустойчивых возмущений. При наличии других благоприятных условий, к которым прежде всего следует отнести малую шероховатость стенки, это способствует ламинаризации пограничного слоя.

В развитие теории У. г. внесли вклад многие выдающиеся учёные. Г. Гельмгольц (1868) показал, что в идеальной жидкости поверхность тангенциального разрыва скорости неустойчива. Наблюдая в трубах колебания окрашенных струек воды, О. Рейнольдс (1883) предположил, что разрушение ламинарного течения происходит вследствие его неустойчивости; этим он положил начало рассмотрению У. г. как проблемы возникновения турбулентности. Первые исследования У. г. велись главным образом без учёта влияния вязкости на возмущения, которое считалось стабилизирующим; в них использовалось так называемое невязкое уравнение второго порядка, получающееся из уравнения для f, если пренебречь его правой частью. Здесь фундаментальных результатов добился Дж. У. Рэлей (1880, 1887, 1913); он показал, что для существования нарастающих возмущений необходимо наличие у профиля скорости точки перегиба. Впоследствии В. Толмин (1935) доказал и достаточность этого критерия невязкой неустойчивости, физическую интерпретацию которой на основе механизма перераспределения вихрей дал Линь Цзя-цзяо (1944). Рэлей также показал, что фазовая скорость нейтральных колебаний меньше максимальной скорости основного течения. Поэтому при c_i = 0 в потоке имеется критический слой у = у_с, в котором V = с_r. Для невязкого уравнения точка у = у_с является особой, при подходе к ней продольная составляющая возмущения скорости неограниченно возрастает, если в ней V" = 0. Чтобы устранить эту особенность, отсутствующую в полном уравнении, нужно учитывать вязкость в критическом слое; её нужно учитывать и вблизи стенок, чтобы удовлетворить всем краевым условиям. Исследования У. г. с учётом вязкости были предприняты В. Орром и А. Зоммерфельдом, которые попытались определить Re_кр течения с линейным профилем скорости, Т. Лоренц (1907) применил для этой цели энергетический метод. Соображения относительно обмена энергией между основным течением и возмущением использовались ещё Рейнольдсом (1895); они в дальнейшем во многом способствовали выяснению физического механизма неустойчивости. Однако сам энергетический метод, в котором рассматриваются возмущения, удовлетворяющие лишь уравнению неразрывности, не даёт приемлемых количественных результатов; обстоятельной критике он был подвергнут Г. И. Петровым (1938). Исследуя устойчивость ламинарного пограничного слоя, Л. Прандтль обнаружил (1921—22), что аппроксимированный ломаной линией выпуклый профиль скорости становится неустойчивым при любом Re, если вблизи стенки учесть вязкость. Объяснение этому Прандтль нашел в том, что силы трения порождают в возмущённом потоке напряжения сдвига, которые могут переносить энергию основного течения к возмущению, вызывая вязкую неустойчивость. В. Гейзенберг получил (1924) асимптотические решения уравнения для f при больших Re и исследовал их поведение; он указал на возможность вязкой неустойчивости плоского течения Пуазёйля с параболическим профилем скорости, но не вычислил Re_кр. Гейзенберг и Толмин (1929) выявили важную роль кривизны профиля скорости и вязкости в критическом слое, учёт которых позволил Толмину впервые построить нейтральную кривую для пограничного слоя на плоской пластинке и вычислить, используя в качестве характерной длины толщину вытеснения, Re_кр = 420. Г. Шлихтинг рассчитал (1933—35) семейство кривых с постоянными значениями коэффициента нарастания с_i и распределение амплитуды возмущения по сечению пограничного слоя. Использовав преобразование поворота осей, Г. Сквайр показал (1933), что при определении Re_кр плоских течений несжимаемой жидкости можно ограничиться рассмотрением двумерных возмущений {{ψ}}^*, так как они теряют устойчивость при меньших Re, чем более общие трёхмерные возмущения. Г. И. Петров применил (1940) для исследования У. г. метод Б. Г. Галёркина, который оказался очень полезным в дальнейшем при проведении расчётов на ЭВМ (метод Галёркина — Петрова). Впервые экспериментально синусоидальные колебания в ламинарном пограничном слое наблюдались (1947) Г. Шубауэром и Г. Скрэмстедом после того, как в аэродинамической трубе, где велись опыты, начальная турбулентность была снижена до 0,02—0,03% средней скорости потока; их результаты подтвердили основные выводы линейной теории. Линь Цзя-цзяо завершил (1944—45) разработку основ асимптотической теории, справедливой для больших Re, и строго доказал наличие вязкой неустойчивости у плоского течения Пуазёйля, использовав свой аналитический метод расчёта нейтральной кривой; он рассчитал также эту кривую для пограничного слоя на плоской пластинке, которая лучше прежних совпала с опытными данными, и получил приближённые формулы для оценки Re_кр.

На пограничный слой в сжимаемой жидкости асимптотическую теорию обобщили (1946) Л. Лиз и Линь Цзя-цзяо. Рассматривая только двумерные возмущения с дозвуковой фазовой скоростью относительно внешнего потока, они получили общие критерии невязкой неустойчивости, обусловленной поведением величины ({{ρ}}V')', где {{ρ}}(у) — плотность среды. Лиз установил (1947), что охлаждение стенки оказывает на ламинарное течение стабилизирующее влияние, особенно сильное при сверхзвуковых скоростях. Д. Данн и Линь Цзя-цзяо нашли (1955), что для сжимаемой жидкости теорема Сквайра о трёхмерных возмущениях несправедлива, хотя и в этом случае аналогичные преобразования могут быть полезны. Исследования Лиза и Е. Решотко показали (1962), что в сверхзвуковом пограничном слое с ростом Маха числа М внешнего потока амплитуда флуктуаций давления и обмен энергией между возмущением и основным течением в критическом слое заметно уменьшаются, а подвод энергии к возмущению вблизи стенки и вязкая диссипация увеличиваются. В диапазоне 2,5{{≲}}М{{≲}}4,5 происходит перестройка нейтральной кривой, у которой образуется вторая петля. Это подтверждается данными опытов Дж. Лауфера и Т. Вребаловича (1960) для М = 2,2 и А. Деметриадиса (1958) для М = 5,8, а также результатами численных расчётов Л. Мэка (1965), показавшего, что перестройка нейтральной кривой связана с появлением следующей моды нейтрального колебания, число которых увеличивается при дальнейшем возрастании числа М.

Особый вид неустойчивости трёхмерных возмущений связан с дестабилизирующим влиянием центробежных сил, на которое указал ещё Рэлей (1917). Классическим примером служит здесь течение между двумя соосно вращающимися цилиндрами, У. г. которого теоретически и экспериментально была изучена Г. Тейлором (1923). Как показал Г. Гёртлер (1940—41), подобная неустойчивость с появлением продольных вихрей возникает и в пограничном слое на вогнутой стенке, что было подтверждено опытами Г. Липмана (1943—45).

Основополагающее исследование по нелинейной теории У. г. стационарных плоских течений было выполнено Л. Д. Ландау (1944). Отправляясь от решения линейной задачи при Re, близких к Re_кр, он получил уравнение для квадрата модуля амплитуды и указал на возможность ограничения экспоненциального роста возмущений, что может привести к появлению нового периодичного во времени течения с конечной амплитудой и своим Re_кр, после превышения которого оно также станет неустойчивым. Ландау предположил, что турбулентность возникает в результате последовательной смены таких течений, приобретающих всё более сложную и, наконец, хаотичную форму. Д. Мексин и Дж. Стюарт (1951) показали, что вследствие искажения плоского течения Пуазёйля конечными возмущениями Re_кр может уменьшаться. Стюарт (1960—62) и Дж. Уотсон (1960) предприняли попытки использовать методы, основанные на разложениях функции тока в ряды Фурье, и после упрощений также получили уравнение Ландау с неизвестной постоянной, определить которую не удалось из-за больших вычислительных трудностей. В. В. Струминский применил (1963—65) для изучения нелинейных непериодических процессов видоизменённый метод Ж. А. Пуанкаре, представив функцию тока и независимую переменную t в виде рядов по степеням малого параметра; он показал, что при t{{→ ∞}} решение нелинейного уравнения стремится к стационарному решению, обосновав основной вывод Ландау.

С середины 1950-х гг. в теории У. г. все большее распространение получают численные методы: Л. Томас (1953) впервые рассчитал на ЭВМ характеристики устойчивости течения Пуазёйля; В. Браун (1959) исследовал устойчивость поперечных течений в пограничном слое на вращающемся диске и стреловидном крыле, а Л. Мэк (1960—60) и Браун (1961—65) — устойчивость ламинарного пограничного слоя в сжимаемой жидкости. Использование численных методов и ЭВМ существенно расширило возможности исследования У. г.; оно позволило во многих важных случаях установить связь между характеристиками устойчивости ламинарных течений и наблюдаемыми в экспериментах числами Re перехода.

Лит.: Ландау Л. Д., Лифшиц Е. М., Механика сплошных сред, 2 изд., М., 1954; Линь Цзя-цзяо, Теория гидродинамической устойчивости, пер. с англ., М., 1958; Бетчов Р., Криминале В., Вопросы гидродинамической устойчивости, пер. с англ., М., 1971; Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, пер. с нем., ч. 3, М., 1974.

М. А. Алексеев.

Нейтральные кривые.

Устойчивость конструкций летательных аппаратов — способность конструкций ЛА сохранять заданную форму равновесия, отвечая на малые приращения статической нагрузки малыми приращениями деформаций. Различают несколько форм потери устойчивости тонкостенных подкрепляющих конструкций ЛА. Местная форма потери У. к. наблюдается в тонкостенных плоских элементах при действии сжимающих и сдвигающих усилий. Критические напряжения, при которых конструкция или отдельный элемент конструкции теряет устойчивость, определяются по формуле:

{{σ}}_кр = K[{{π}}²E{{η}}/12(1 ― {{μ}}²)]({{δ}}/b)²,

где b и {{δ}} — характерные ширина и толщина элемента конструкции, К — коэффициент устойчивости, зависящий от вида нагружения и граничных условий закрепления. При достижении местной потери У. к. появляются волнообразные выпучины и впадины, но конструкция, как правило, продолжает воспринимать увеличивающуюся нагрузку вплоть до достижения общей потери У. к., когда образовавшиеся волны проходят через подкрепляющие элементы конструкции. Критические напряжения обшей потери У. к., например при сжатии стержней и широких продольно-подкреплённых панелей, определяются по формуле: {{σ}}_кр = c{{π}}²E{{η}}J/Fl², где J — наименьший момент инерции, F — площадь поперечного сечения, l — длина, с — коэффициент защемления нагруженных кромок. Для тонкостенных стержней и панелей, подкреплённых профилями открытого поперечного сечения, при недостаточной ширине свободных полок профиля может иметь место более общая изгибно-крутильная форма потери У. к., при которой профиль не только изгибается, но и закручивается относительно оси сопряжения стенки профиля с обшивкой панели. Гладкие оболочечные конструкции при сжатии теряют общую устойчивость либо по осесимметричной форме с образованием кольцевых выпучин и впадин, либо по неосесимметричной форме с образованием ромбовидных волн. В общем случае критические напряжения определяются по формуле: {{σ}}_кр = KE{{η}}({{δ}}/R), где К — коэффициент, зависящий от вида нагружения, относительной длины оболочки радиусом R и толщиной {{δ}} и граничных условий закрепления торцов оболочки. Характерной формой потери устойчивости при сжатии трёхслойных оболочек и панелей (например, сотовых) является сдвиговая форма, при которой после достижения критического усилия происходит местный сдвиг заполнителя с образованием поперечной к направлению усилия складки.

Существуют различные подходы к решению задач У. к. Точный метод решения предусматривает решение соответствующей системы дифференциальных уравнений с учётом граничных условий (задачи устойчивости длинных пластин с произвольными граничными условиями на продольных кромках). Различные варианты энергетических методов решения задач У. к. основаны на сравнении энергии деформации конструкции с работой внешних сил. Точность решений этими методами зависит от вида и числа членов ряда, используемых для аппроксимации формы прогиба конструкции. При определении критических усилий динамическими методами учитывают частоту собственных колебаний нагруженной конструкции, которая стремится к нулю, когда усилия стремятся к критическим. На практике используют различные модификации конечно-разностных методов решения задач У. к. Для решения задач У. к. разработаны также методы конечных элементов.

Значительные трудности при решении задач У. к. представляет точный учёт пластичности материала конструкции. При практических расчётах критических напряжений в формулы вводят множитель при модуле упругости E — коэффициент пластичности {{η}}, зависящий от значений касательного и секущего модулей в точке критического напряжения на диаграмме деформирования материала.

В. М. Андриенко.

Усыскин Илья Давидович (1910—1934) — советский воздухоплаватель. Окончил Ленинградский политехнический институт (1931). Работал научным сотрудником в Ленинградском физико-техническом институте. Участник полёта (совместно с А. Б. Васенко и П. Ф. Федосеенко) 30 января 1934 на стратостате “Осоавиахим-1”, достигшем высоты 22 км. При спуске оболочка стратостата разрушилась, экипаж погиб. Награждён орденом Ленина (посмертно). Урна с прахом в Кремлёвской стене.

Лит.: Абрамов А., У Кремлевской стены, 5 изд., М., 1983.

И. Д. Усыскин.

Ут — обозначение учебно-тренировочных самолётов конструкции А. С. Яковлева. Широкое применение нашли двухместный самолёт первоначального обучения УТ-2 и одноместный учебно-тренировочный (спортивно-пилотажный) УТ-1. См. Як.

“Утва” (UTVA) — авиастроительное предприятие Югославии. В 80-х гг. выпускало учебно-тренировочные самолёты UTVA-75 (первый полёт в 1976) и “Ласта” (1985) с ПД.

УТИ — принятое обозначение отечественных учебно-тренировочных истребителей. Они являлись как правило, двухместными модификациями боевых машин и оснащены вооружением. Первоначально им присваивались порядковые номера, например УТИ-1 (был создан в 1934 на базе истребителя И-5), УТИ-4 (И-16) и др., а начиная с 40-х гг. использовались обозначения, принятые для модифицированных образцов (Ла-5УТИ, МиГ-15УТИ и т. п.).

“Утка” — схема самолёта, при которой горизонтальное оперение расположено впереди крыла (см. Аэродинамическая схема, Дестабилизатор).

Уткин Виктор Васильевич (1912—1981) — советский учёный в области авиации, профессор (1979), доктор технических наук (1962), Герой Социалистического Труда (1971). Окончил Дирижаблестроительный институт (1939). Работал в ЦАГИ (с 1939), ЛИИ (с момента его организации в 1941, в 1966—81 директор), МФТИ (с 1978 — заведующий кафедрой). Проводил и возглавлял работы, связанные с доводкой и испытаниями серийных и опытных самолётов, аэродинамическими исследованиями и аварийным покиданием самолётов на больших скоростях полёта. Государственная премия СССР (1949, 1952). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Трудового Красного Знамени, “Знак Почёта”, медалями.

В. В. Уткин.

Уточкин Сергей Исаевич (1876—1915/1916) — один из первых русских лётчиков, воздухоплаватель, известный вело-, мото- и автогонщик. С 1907 летал на воздушном шаре, затем освоил планёр. В 1909 построил самолёт-моноплан, но довести его не удалось; получались только подлёты. Летать научился самостоятельно. 15 (28) марта 1910 в Одессе (через неделю после М. Н. Ефимова) совершил свой первый полёт на самолёте. Экзамен на звание пилота-авиатора сдал 31 марта (13 апреля) 1910 в Одесском аэроклубе. Построил биплан, на котором летал с декабря 1910. В 1910—11 совершал демонстрационные полёты во многих городах России и за рубежом. Публичные полёты У. способствовали популяризации достижений авиации.

Лит.: Ляховецкий М. Б., Рудник В. А., В небе — Уточкин!, Одесса, 1985.

С. И. Уточкин.

Уфимский авиационный институт (УАИ) имени Серго Орджоникидзе — высшее учебное заведение; готовит инженеров для авиационной, машиностроительной и приборостроительной отраслей промышленности. Основан в 1932 в Рыбинске Ярославской области. В 1941 перебазирован в Уфу. С 1942 указанное название. С институтом связана деятельность таких учёных и конструкторов, как В. Я. Климов, Н. Д. Кузнецов, П. А. Соловьёв, С. А. Гаврилов, А. А. Саркисов. В составе института (1990): факультеты — авиационных двигателей, авиационного приборостроения, информатики и робототехники, 1-й и 2-й авиационно-технологические, инженерно-экономический; 3 вечерних факультета; подготовительное отделение; факультет повышения квалификации инженерно-технических работников авиационной промышленности; 43 кафедры; научно-исследовательская часть, в которой 2 проблемные и 10 отраслевых лабораторий, 3 конструкторско-технологических бюро, опытный завод. В 1989/90 учебном году в институте обучалось около 10 тыс. студентов, работало 750 преподавателей, в том числе 45 профессоров и докторов наук, 510 доцентов и кандидатов наук. Издаются научные труды (с 1932). Институт награждён орденом Ленина (1982).

Уфимское моторостроительное производственное объединение — ведёт отсчёт от 1925 — года основания Рыбинского авиамоторного завода № 26, который в ноябре 1941 был эвакуирован в Уфу и объединился там с основанным в 1931 заводом, строившим комбайновые двигатели. До эвакуации завод выпускал ПД М-17, М-100, М-103, М-105. В годы Великой Отечественной войны Уфимский завод № 26 изготовил 97 тыс. ПД М-105 (ВК-105) и ВК-107. После войны освоил производство реактивных двигателей. Выпускал ТРД РД-10, РД-45Ф, ВК-1А, РД-9Б, Р11Ф-300, Р13-300, Р25-300, Р95Ш, Р29Б-300. В разные годы в КБ завода работали В. Я. Климов, С. П. Изотов, Н. Д. Кузнецов, С. А. Гаврилов. Предприятие награждено 2 орденами Ленина (1936, 1971), орденом Красного Знамени (1945). В 1978 на основе завода образовано ПО.

Уфимцев Анатолий Георгиевич (1880—1936) — русский советский изобретатель. Строил планеры, на которых совершал кратковременные полёты. В 1902 выдвинул идею создания двухтактного бензинового двигателя для ЛА. В 1908 У. построил два двигателя: шестицилиндровый мощностью 30—45 кВт и двухцилиндровый мощностью 10—13 кВт. С двигателем малой мощности У. в 1909 построил модель своего ЛА — малый “сфероплан” с крылом в виде части сферической поверхности большого радиуса, которую он выбрал из соображений минимальной массы конструкции, и трёхколёсным шасси. Площадь крыла 9 м², масса ЛА 75 кг. Весной 1910 был готов большой “сфероплан” с площадью крыла 36 м², на котором У. делал пробежки и рулёжки, осваивая самолёт (рис. в табл. IV). Лётных испытаний самолёт не прошёл (его разбила буря). Из-за отсутствия средств У. вынужден был прекратить свои опыты в области авиации и заняться нефтяными двигателями малой мощности для применения в сельском хозяйстве. В 1912 на Международной воздухоплавательной выставке в Москве У. за его биротативный двигатель была присуждена большая серебряная медаль. Позднее У. вместе с В. П. Ветчинкиным занимался ветроэнергетическими установками.

А. Г. Уфимцев.

Уход на второй круг — манёвр перевода самолёта из установившегося снижения при заходе на посадку в набор высоты (до установленной высоты для полёта по “коробочке”) с целью совершения повторного захода на посадку и осуществления посадки; необходим при неточном выводе самолёта к ВПП, ошибках в выдерживании режима полёта, помехах на ВПП, ухудшении метеоусловий и др. Производится на малой высоте (обычно до выравнивания). У. на в. к. с одним неработающим двигателем (для многодвигательных самолётов) является расчётным случаем для выбора его энерговооружённости (тяговооружённости), поскольку представляет собой взлёт при посадочной конфигурации.

Ухтомский вертолётный завод имени Н. И. Камова — берёт начало от опытного завода винтовых аппаратов № 290, образованного в 1940 на базе аэродромных сооружений на подмосковной станции Ухтомская Казанской ж. д. и возглавлявшегося Н. И. Камовым. Здесь велись работы по автожирам, но в октябре 1941 завод был эвакуирован в г. Билимбай Свердловской области и там в 1943 расформирован. КБ Камова было воссоздано в 1948 в Москве (ОКБ-2), с 1951 продолжило свою деятельность в Тушине (ОКБ-4) и выполняло в этот период работы по созданию вертолётов Ка-10 и Ка-15. В 1954 предприятие перебазировали на старую территорию на станции Ухтомская, где разработки и опытное строительство вертолётов семейства Ка были продолжены. Указанное название — с 1967, имя Камова присвоено в 1974. Предприятие награждено орденом Трудового Красного Знамени (1982). О вертолётах, созданных на предприятии под руководством Камова и его преемника С. В. Михеева, см. в ст. Ка.

Учебно-боевой самолёт — специально разработанный самолёт, который может быть использован как для подготовки лётного состава, так и для выполнения боевых задач. Тренировочный и боевой варианты могут выпускаться отдельно, отличаясь в основном составом вооружения. У.-б. с. в 60—80-х гг. занимали видное место в продукции авиационной промышленности многих зарубежных стран, благодаря сравнительно невысокой стоимости широко экспортировались в менее развитые страны. Вооружение У.-б. с. включает пушки, бомбы, неуправляемые и управляемые ракеты. При боевом применении используются главным образом в качестве лёгких штурмовиков. Типичные представители зарубежных У.-б. с. — самолёты Бритиш аэроспейс “Хоук”, Дассо-Бреге — Дорнье “Альфа джет”.

Учебные заведения в области авиастроения. Начало высшему авиационному образованию в нашей стране положил Н. Е. Жуковский, организовавший в 1920 в Московском высшем техническом училище (МВТУ) аэродинамическую специализацию. Учебный план включал гидродинамику, экспериментальную аэродинамику, расчёт воздушных винтов, аэродинамический расчёт самолётов, конструирование самолётов, авиационных двигателей, а также практические занятия в аэродинамической лаборатории. После смерти Жуковского эту специализацию возглавил его ученик Б. Н. Юрьев, по инициативе которого на механическом факультете МВТУ в 1925 было открыто аэромеханическое отделение, реорганизованное в сентябре 1929 в аэромеханический факультет. Но создание факультета в МВТУ и малочисленность авиационных отделений в других втузах не могло обеспечить инженерными кадрами развивающуюся авиационную промышленность. В 1930 на базе аэродинамического факультета МВТУ было создано Высшее аэромеханическое училище, которое в том же году было переименовано в Московский авиационный институт (МАИ); через два месяца состоялся первый выпуск авиационных инженеров. В 1930 был также открыт авиационный институт в Харькове, в 1932 — в Казани и Рыбинске (в 1941 перебазирован в Уфу). В 1990 в СССР имелось 8 авиационных вузов, которые готовили инженеров широкого профиля по многим авиационным специальностям: МАИ, Харьковскай авиационный институт, Казанский авиационный институт, Куйбышевский авиационный институт, Уфимский авиационный институт, Московский авиационный технологический институт, Рыбинский авиационный технологический институт, Ленинградский институт авиационного приборостроения. Факультеты авиационного профиля есть в других вузах (например, факультет аэромеханики и летательной техники в Московском физико-техническом институте). Авиационные вузы являются научными центрами по разработке проблем авиационной техники, технологии, материаловедения, экономики и организации производства. В научно-исследовательских секторах институтов работают проблемные и отраслевые лаборатории, а также научные подразделения кафедр.

Кроме высших авиационных учебных заведений работают средние специальные учебные заведения (техникумы), выпускающие техников-механиков и техников-технологов по авиационным специальностям. Они расположены, как правило, в центрах авиастроительной промышленности.

В. И. Лавренец.

Учебные заведения гражданской авиации в СССР — начали создаваться в начале 30-х гг. К 1938 работали Киевский и Ленинградский институты по подготовке инженеров для гражданской авиации, авиационные техникумы в Горьком, Киеве, Ленинграде, Москве, Саратове, школы пилотов и авиационных техников в Балашове, Батайске, Тамбове. Специалисты для гражданской авиации готовились также при машиностроительных институтах и техникумах, через систему курсов Центрального заочного учебного комбината ГВФ. В 1990 г. функционировали Академия гражданской авиации, Московский институт инженеров гражданской авиации, Киевский институт инженеров гражданской авиации, Рижский институт инженеров гражданской авиации. Высшие учебные заведения гражданской авиации являются также научными центрами по разработке проблем в области авиационной техники, её эксплуатации, безопасности полётов, экономики и организации предприятий воздушного транспорта.

В начале 90-х гг. в стране действовали средние специальные училища. Бугурусланское, Краснокутское и Сасовское лётные училища готовили пилотов самолётов, Кременчугское — пилотов вертолётов. Омское лётно-техническое училище готовило радиотехников по эксплуатации радиооборудования самолётов, наземных радиосредств самолётовождения и посадки, техников-электриков по эксплуатации авиационных приборов и электрооборудования, Рижское лётно-техническое училище — специалистов по управлению воздушным движением. Иркутское, Кирсановское, Троицкое, Фрунзенское училища вели подготовку техников-механиков по эксплуатации самолётов и двигателей, Выборгское — техников-механиков по эксплуатации вертолётов и двигателей. Егорьевское, Красноярское, Криворожское, Ленинградское, Минское, Рыльское и Славянское авиационно-технические училища готовили техников-механиков, техников-эксплуатационников, техников-электриков, техников-технологов и радиотехников.

В. И. Лавренец.

Учебный летательный аппарат — предназначается для первоначального обучения и тренировки лётчиков. Обычно оборудован системой двойного управления рулями ЛА и двигателем (для обучаемого и инструктора). Основные требования к У. л. а. — надёжность и простота пилотирования.

Одним из первых отечественных учебных самолётов был двухместный биплан У-2 конструкции Н. Н. Поликарпова, созданный в 1928 (см. Поликарпова самолёты). В 1936—46 в качестве учебного самолёта использовался также специально созданный для этих целей моноплан с системой двойного управления УТ-2 конструкции А. С. Яковлева (см. Як). В 1946 был создан двухместный ЯК-18 с убирающимся шасси и закрытой кабиной лётчиков, в 1974 — двухместный Як-52 (см. рис.). В качестве У. л. а. широко используются учебные варианты (модификации) самолётов и вертолётов военного и гражданского назначения. См. также Учебно-боевой самолёт.

Учебно-тренировочный самолёт Як-52 (СССР).

Ушаков Константин Андреевич (1892—1967) — советский учёный в области аэродинамики, профессор (1937), доктор технических наук 1934), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1943). Ученик Н. Е. Жуковского. Окончил МВТУ (1920). Участник создания аэродинамической лаборатории МВТУ, член Авиационного расчётно-испытательного бюро МВТУ. С 1918 в ЦАГИ. Преподавал в МВТУ и ВВИА. В 1929—35 разработал аппаратуру и методику экспериментов для вентиляторной лаборатории ЦАГИ, руководил созданием комплекса новых лабораторий ЦАГИ. В период Великой Отечественной войны возглавлял работы ЦАГИ по внутренней аэродинамике самолёта, совершенствованию системы охлаждения авиадвигателей и др. В 1946—57 руководил в ЦИАМ исследованиями осевых компрессоров ГТД, внёс большой вклад в создание экспериментальной базы института. Премия имени Н. Е. Жуковского (1962). Государственная премия СССР (1943, 1949). Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

К. А. Ушаков.

“Уэстленд” (Westland Aircraft, Ltd.) — вертолётостроительная фирма Великобритании. Основана в 1915, современное название с 20-х гг. В 1959—60 в её состав вошли фирмы “Сондерс-Ро”, “Фейри” и вертолётное отделение фирмы “Бристоль”. Во время 1-й мировой войны построила около 1000 гидросамолётов, истребителей и бомбардировщиков других фирм. Среди наиболее известных военных самолётов фирмы многоцелевой биплан “Уопити” (первый полёт в 1929), многоцелевой моноплан “Лайсандер” (1936). Во время 2-й мировой войны выпускала истребители Супермарин “Спитфайр” и “Сифайр”, разработала палубный штурмовик “Уайверн” с ТВД и соосными воздушными винтами (1946, последний самолёт фирмы). В 1947 начала выпускать по лицензии многоцелевые вертолёты Сикорский S-51 (под названием “Драгонфлай”). В 50—60-х гг. строила по лицензии вертолёты Сикорский S-55 (под названием “Уэрлуинд”) и S-58 (под названием “Уэссекс”). В 1959 начала лицензионное производство вертолёта ПЛО Сикорский SH-3 (под названием “Си кинг”). В 60—70-х гг. совместно с фирмой “Аэроспасьяль” разработала многоцелевые вертолёты “Газель”, “Пума” и “Линкс”. Вертолёт WG.13 “Линкс” (1971, см. рис. в табл. XXXVI) используется как лёгкий транспортный, боевой, разведывательный, палубный ПЛО. На его основе создан многоцелевой вертолёт W.30 (1979) с более мощными ГТД. Совместно с фирмой “Агуста” разработала многоцелевой вертолёт ЕН101 (рис.). Основные данные некоторых вертолётов фирмы приведены в табл.

В. В. Беляев.