вакуумная аэродинамическая труба — аэродинамическая труба, работающая при низких давлениях. Рабочий газ поступает из баллона или атмосферы через регулятор давления, подогреватель и сопло в окружённую вакуумной камерой рабочую часть (см. рис.), где размещается модель летательного аппарата с поддерживающими её устройствами и измерительная, аппаратура. Иногда за рабочей частью устанавливают цилиндрический диффузор. Откачка газа из В. а. т. до давления 1—10-2 Па (10-2—10-4 мм рт. ст.) производится вакуумной системой, состоящей обычно из устанавливаемых последовательно механических (форвакуумных) и паромасляных насосов. Большие перспективы открывает использование в В. а. т. криогенных насосов, которые, по сравнению с паромасляными и вакуумными насосами других типов, потребляют меньшую мощность и имеют меньшие габариты при одинаковой производительности. В В. а. т. с такими насосами может быть реализован как стационарный режим работы с небольшим расходом газа, так и импульсный — со временем работы 0,1—5 с и увеличенным в 10 раз и более расходом.

Степень разрежённости газа в рабочей части характеризуется Кнудсена числом Kn. Обычные В. а. т. работают в области переходных режимов течения (0,25 < Kn < 10) и режимов со скольжением (10-3 < Kn < 0,25; смотри Разреженных газов динамика). При получении потоков разрежённого газа с помощью Лаваля сопла в его расширяющейся части быстро нарастает пограничный слой, который препятствует реализации режима. Эту трудность обходят путём использования так называемых недорасширенных сопел или диафрагм. Заметное уменьшение толщины пограничного слоя можно получить, используя отсос пограничного слоя.

Для получения потоков газа с числам Kn > 10 используются установки со свободномолекулярным пучком, отличающиеся от собственно В. а. т. тем, что в их рабочей камере устанавливаются поперечные перегородки — сепаратор и система коллиматоров — с отверстиями для прохождения потока. Из разогнанного в сопле газа выделяется свободномолекулярный пучок со скоростями, одинаковыми по направлению и модулю. При этом большая часть газа, вытекающего из сопла, откачивается одной группой насосов до давления ~ (1—10-2) Па, а собственно свободномолекулярный пучок — другой группой до давления (10-2—10-4) Па.

Для измерения давления в вакуумных магистралях и в рабочей части применяются различные типы вакуумметров, наиболее распространёнными из которых являются термопарные и ионизационные. Для измерений аэродинамических сил и моментов применяются весы аэродинамические с размером отсчёта до долей мг. Визуализацию течений проводят с помощью тлеющего разряда и электронного пучка.

А. Л. Искра.

Схема вакуумной аэродинамической трубы: 1 — баллон с рабочим газом; 2 — регулятор давления; 3 — подогреватель; 4 — сопло; 5 — рабочая часть; 6 — диффузор; 7 — холодильник; 8 — вакуумная ёмкость; 9 — высоковакуумные насосы; 10 —форвакуумные насосы.

валёжка летательного аппарата — самопроизвольное кренение летательного аппарата (см. Крен). Интенсивность и направление В. определяются асимметрией летательного аппарата относительно вертикальной плоскости и уменьшением эффективности органов поперечного управления, обусловленным недостаточной жёсткостью крыла при больших скоростных напорах (см. Реверс) либо влиянием сжимаемости воздуха при малых. Чем меньше поперечная управляемость (см. Боковая управляемость) и больше боковая несимметрия летательного аппарата, тем с меньших приборных скоростей обнаруживается тенденция летательного аппарата к валёжке. В. может быть одной из причин, ограничивающих лётные возможности летательного аппарата. Основными мерами борьбы с В. являются повышение эффективности органов управления поперечным движением и уменьшение конструктивной несимметрии летательного аппарата.

Валландер Сергей Васильевич (1917—1975) — советский учёный в области механики, член-корреспондент АН СССР (1966). Окончил Ленинградский университет (1939); там же преподавал в 1946 —1975 (профессор с 1950). Основные труды по газовой динамике, гидродинамике турбомашин, аэродинамике разрежённых газов, теории трёхмерных течений. Работы В. по газовой динамике нашли широкое применение: им рассмотрены пространственные установившиеся безвихревые течения газа, используемые для расчёта сверхзвукового обтекания некоторых типов крыльев конечного размаха; исследовано трёхмерное неустановившееся течение в пространственной круговой решётке конечной ширины. Государственная премия СССР (1973). Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями.

Соч.: Вероятностное описание случайного процесса движения разреженного газа, “Доклады АН СССР”. 1965. т. 162, №2.

Вальтер Пётр Александрович (1888—1947) — советский учёный в области аэро- и гидродинамики, член-корреспондент АН СССР (1933), профессор (1937). Окончил Московский университет (1910), учился в Гёттингенском университете (1911 —1912); окончил Московское высшее техническое училище (1920), там же преподавал (1921—1928). С 1924 работал в Центральном аэрогидродинамическом институте. Основные работы: теоретические исследования по аэродинамике турбин, гидравлике, теории упругости; проектирование турбинных колёс осевого типа. Один из инициаторов организации Института гидродинамики АН СССР. Был необоснованно репрессирован и в 1937—1947 находился в заключении, работая в специальных организациях НКВД (в том числе в ЦКБ-29) над новой авиационной техникой.

П. А.Вальтер.

“Вариг” (VARIG, Via{{çã}}o А{{é}}rea Rio-Grandense) — национальная авиакомпания Бразилии. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Африки, а также в США и Японию. Основана в 1927. В 1989 перевезла 7,2 миллионов пассажиров, пассажирооборот 16,19 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 74 самолёта.

вариометр (от латинского vario — изменяю и греческого metr{{é}}o — измеряю) — пилотажный прибор для измерений скорости подъёма и спуска летательного аппарата, а также указания горизонтальности полёта. В. измеряет разность давлений воздуха в атмосфере и внутри корпуса прибора, сообщающегося с атмосферой капилляром. Эта разность давлений возникает при изменении высоты полёта и исчезает, когда летательный аппарат летит на постоянной высоте.

варшавская конвенция 1929 для унификации некоторых правил, касающихся международных воздушных перевозок. Подписана в Варшаве 12 октября 1929. На 1 января 1990 её участниками были 123 государства (СССР с 1934). В. к. 1929 — основной международно-правовой документ, регулирующий международные воздушные перевозки и ответственность перевозчика. Конвенция применяется при международной перевозке, если место отправления и место назначения вне зависимости от того, имеется ли перерыв в перевозке или перегрузка, расположены на территориях двух государств — участников конвенции или на территории одного и того же государства — участника конвенции, если предусмотрена остановка на территории других государств независимо от того, является ли это государство участником В. к. 1929. Воздушная перевозка, выполняемая несколькими последовательными перевозчиками, рассматривается как единая перевозка. Конвенция предусматривает, что договор перевозки оформляется соответствующими перевозочными документами, она содержит положения о некоторых условиях перевозок — в основном это касается грузов (право распоряжения грузом, порядок его выдачи и т. п.).

Главным в В. к. 1929 является определение порядка и пределов ответственности перевозчика за вред, причинённый в результате смерти пассажира или нанесения ему телесного повреждения, в случае уничтожения, утери или повреждения багажа и груза, а также за просрочку в их доставке (см. также Ответственность имущественная).

В 1955 был заключён Гаагский протокол о поправках к В. к. 1929 (его участниками на 1 января 1990 являлись 109 государств, в том числе СССР). Протокол внёс в В. к. 1929 ряд поправок, направленных на упрощение формы перевозочных документов и порядка их использования. В протоколе предусматривается, что перевозчик не может ссылаться на положения В. к. 1929, освобождающие его от ответственности или ограничивающие её, если в билете будет отсутствовать уведомление о применимости к данной перевозке В. к. 1929 (аналогичные положения в самой конвенции относились только к багажу и грузу). Уточнены сроки предъявления претензий к перевозчику.

Некоторые государства являются одновременно участниками В. к. 1929 и Гаагского протокола. В. к. 1929 и Гаагский протокол образуют так называемую Варшавско-Гаагскую систему ответственности при международных воздушных перевозках, носящую, по существу, универсальный характер. Для государств — участников обоих этих актов В. к. 1929 и Гаагский протокол должны рассматриваться как единый документ “Варшавская конвенция с изменениями, внесенными в Гааге в 1955”.

Гаагский протокол применяется только к такой международной перевозке, которая осуществляется между государствами — участниками этого протокола или между пунктами на территории одного государства-участника, если предусмотрена остановка в другом государстве. Если перевозка начинается или заканчивается в государстве, являющемся участником только В. к. 1929, то она применяется без учета изменений, внесённых Гаагским протоколом.

В 1961 была заключена Гвадалахарская конвенция, дополняющая В. к. 1929. На 1 января 1990 её участниками являлись 66 государств (СССР с 1983). В Гвадалахарской конвенции под Варшавской конвенцией понимается либо В. к. 1929, либо В. к. 1929 с изменениями, внесёнными Гаагским протоколом 1955 (в зависимости от того, каким из этих документов регулируется та или иная перевозка по договору перевозки). Гвадалахарская. конвенция вводит понятия “перевозчик по договору” и “фактический перевозчик”, имея в виду перевозчика, заключившего договор перевозки, и перевозчика, уполномоченного им осуществлять всю перевозку или её часть. Фактический перевозчик приравнивается к перевозчику по договору (например, при аренде воздушных судов, по некоторым видам чартеров); устанавливается их солидарная ответственность перед пассажирами, отправителями и получателями. Действия или бездействие перевозчика по договору не могут налагать на фактического перевозчика ответственность, превышающую пределы, предусмотренные В. к. 1929, в том числе в случае заключения перевозчиком по договору особых соглашений по этому вопросу.

В. С. Грязнов.

Васенко Андрей Богданович (1899—1934) — советский воздухоплаватель. Участник Гражданской войны. В 1922 —1927 учился в Ленинградском институте путей сообщения на факультете воздушного транспорта; одновременно работал в Павловской аэрологической обсерватории. Преподавал аэрологию в Ленинградском институте путей сообщения. Вёл научно-исследовательские работы по аэрофотосъёмке. Конструктор стратостата “Осоавиахим-1”. Участник полёта на нём 30 января 1934 (совместно с И. Д. Усыскиным и П. Ф. Федосеенко), когда была достигнута высота 22 км. При спуске оболочка стратостата разрушилась, экипаж погиб. Урна с прахом в Кремлёвской стене. Награждён орденом Ленина (посмертно).

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

А. Б. Васенко.

Васильев Александр Алексеевич (1882—1918) — один из первых русский летчиков. По профессии адвокат. Окончил во Франции лётную школу Блерио (1910). Победитель перелёта Петербург — Москва в июле 1911, а в октябре 1913 — Петербург—Москва—Петербург. Установил несколько авиационных рекордов. Обладая высоким мастерством пилотирования, в течение нескольких лет совершал публичные полёты, популяризируя успехи авиации. В начале Первой мировой войны вступил добровольцем в армию. В августе 1914, выполняя разведывательный полёт, В. из-за повреждения мотора осколками снаряда сделал вынужденную посадку в районе Львова и попал в плен к австрийцам. После неудавшегося побега был заключён в лагерь строгого режима. Умер в плену.

А. А. Васильев.

Васин Валентин Петрович (р. 1923) — советский летчик-испытатель, генерал-майор авиации (1976), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1966), Герой Советского Союза (1957). Окончил Чугуевское военное авиационное училище лётчиков (1944), Школу лётчиков-испытателей (1953), Московский авиационный институт (1959). С 1951 на испытательной работе в Летно-исследовательском институте. Проводил заводские испытания самолетов конструкции А. И. Микояна СМ-12, СМ-50, Е-50 (с комбинированной силовой установкой), государственные испытания истребителей Су-7, Су-9, Су-11, МиГ-21 (в том числе на критических режимах полёта), исследовал полёты на вертолётах Ми-1, Ми-4, Ми-8, Ми-10. Участвовал в подготовке космонавтов к полётам в условиях невесомости на специально оборудованных самолётах-лабораториях. Летал на самолётах свыше 100 типов. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, медалями.

В. П. Васин.

“ВАСП” (VASP, Via{{çã}}o A{{é}}rea S{{a}}o Paulo) — авиакомпания Бразилии. Осуществляет внутренние перевозки. Основана в 1933. В 1989 перевезла 5 миллионов пассажиров, пассажирооборот 4,64 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 32 самолёта.

ВД — марка авиационных двигателей, созданных в опытном конструкторском бюро под руководством В. А. Добрынина (см. Рыбинское конструкторское бюро моторостроения). Двигатели, разработанные его преемником П. А. Колесовым, имеют марку РД.

Основанию опытного конструкторского бюро в 1939 предшествовала разработка в Московском авиационном институте проекта авиационного поршневого двигателя М-250, первый экземпляр которого был построен в 1941. Работы опытного конструкторское бюро по доводке и модернизации двигателя М-250 (1941—1951) завершились созданием двигателя ВД-4К, который в 1951 прошёл государственные стендовые и лётные (на самолёте Ту-85) испытания и был запущен в серийное производство. ВД-4К представляет собой комбинированную силовую установку, состоящую из 24-цилиндрового поршневого двигателя с жидкостным охлаждением и с непосредственным впрыском в цилиндры лёгкого топлива, трёх импульсных турбин, использующих кинетическую энергию выпускных газов и передающих мощность непосредственно на вал винта, и турбокомпрессора с регулируемым реактивным соплом. Турбокомпрессор установлен отдельно от двигателя и соединён с ним воздушными и газовыми коммуникациями. Мощность передаётся на вал винта через одновальный планетарный редуктор. В носке редуктора — вентилятор для обдува радиаторных установок и газовых коммуникаций. Высотность двигателя обеспечивается совместной работой нагнетателя турбокомпрессора и нагнетателя, приводимого от двигателя. Управление осуществляется автоматически с помощью подвижного конуса реактивного сопла и заслонки перепуска газов, а также вручную дросселем малого газа. Термодинамическая схема двигателя обеспечила получение высокой экономичности — удельный расход топлива 0,251 кг/(кВт*ч). ВД-4К стал самым экономичным среди отечественных и зарубежных авиационных двигателей.

С 1952 опытное конструкторское бюро работает над созданием турбореактивного двигателя. Первый из них — одноконтурный ВД-7Б. Двигатель состоит из осевого девятиступенчатого компрессора, прямоточной камеры сгорания трубчато-кольцевого типа, двухступенчатой турбины и нерегулируемого реактивного сопла. Тяга на взлётном режиме 93,2 кН, удельный расход топлива 0,082 кг/(Н*ч), расход воздуха 176 кг/с, максимальная степень повышения давления в компрессоре 11,2. В двигателе применены принципиально новые для того времени технические решения ряда узлов и систем: высоконапорный компрессор с малым числом ступеней, первая сверхзвуковая ступень компрессора, регулируемый входной направляющий аппарат, регулирование режимов по приведённой частоте вращения. Двигатель устанавливался на самолёте 3М конструкции В. М. Мясищева. Серийно выпускался в 1958—1967.

Следующий двигатель, созданный опытным конструкторским бюро, — ВД-7М (модификация ВД-7Б, отличающаяся от него главным образом наличием форсажной камеры). Максимальная тяга на бесфорсажном режиме у земли у ВД-7М возросла по сравнению с ВД-7Б до 103 кН благодаря повышению температуры газа перед турбиной и увеличению расхода воздуха вследствие раскрытия входного направляющего аппарата. Степень форсажа 1,52. Управление двигателем на всех режимах осуществляется единым рычагом управления. Регулирование на форсажных режимах производится по закону сохранения постоянства степени расширения газов в турбине. Серийно выпускался в 1960—1965.

РД-7М2 — следующая модификация ВД-7Б. В двигателе увеличена максимальная приведённая частота вращения, введена более производительная первая ступень компрессора, раскрыт входной направляющий аппарат, увеличена температура газов в форсажной камере, введено сверхзвуковое регулируемое сопло. Благодаря этим изменениям существенно повышена тяга; что позволило увеличить максимальную скорость полёта самолёта Ту-22, на котором устанавливался двигатель, и улучшить другие лётно-технические характеристики (тяга РД-7М2 на взлётном режиме с форсажем 157 кН). Двигатель серийно выпускался в 1965—1977.

С 1965 опытное конструкторское бюро работает над двигателями для сверхзвуковых самолётов, имеющих крейсерскую скорость полёта 2000—3000 км/ч. К таким двигателям относится РД36-41, созданный для самолётов многоцелевого назначения с длительным режимом сверхзвукового полёта (M{{}} = 3) с тягой на взлётном режиме 162 кН. Двигатель имеет одновальный 11-ступенчатый компрессор со сверхзвуковой первой ступенью, кольцевым корпусом, барабанно-дисковым ротором. Входной направляющий аппарат, направляющие аппараты 1—4-й и 7—10-й ступеней компрессора выполнены поворотными с управлением по приведённой частоте вращения. Камера сгорания трубчато-кольцевой схемы. Двухступенчатая турбина имеет воздушное охлаждение сопловых аппаратов обеих ступеней, рабочих лопаток первой ступени, дисков и корпусов. Система охлаждения — регулируемая. Для повышения коэффициента полезного действия турбины применены сотовые уплотнения в радиальных зазорах над рабочими лопатками и в уплотнениях между ступенями. Форсажная камера имеет низкие гидравлические потери и высокую полноту сгорания при сравнительно короткой длине. К её особенностям относятся: фронтовое устройство, состоящее из трёх кольцевых V-образных стабилизаторов; трёхкаскадная система топливопитания, поддерживающая оптимальное давление топлива перед форсунками во всём диапазоне расхода топлива; розжиг, осуществляемый с помощью факельного воспламенения топлива; внутреннее охлаждение камеры, обеспечиваемое гофрированным перфорированным экраном, установленным по всей длине камеры. Сопло двигателя — всережимное с регулированием площади критического сечения, имеет три ряда подвижных створок, управляемых шестью силовыми цилиндрами, и неподвижную обечайку, которая обеспечивает внешнее обтекание сопла.

Для сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144Д создан одновальный бесфорсажный турбореактивный двигатель РД36-51А, обеспечивающий минимально возможные удельные расходы топлива на режиме сверхзвукового крейсерского полёта и потребную тягу на режимах трансзвукового разгона при достаточной экономичности на крейсерских дозвуковых режимах полёта. Взлётная тяга 196 кН, удельный расход топлива 0,09 кг/(Н*ч), расход воздуха 279 кг/с. Компрессор двигателя 14-ступенчатый со сверхзвуковой первой ступенью. Рабочие лопатки первых трёх ступеней имеют антивибрационные полки. Регулирование компрессора производится по приведённой частоте вращения направляющими аппаратами пяти передних и пяти задних ступеней.

Корпус и ротор компрессора, а также гидравлическая часть камеры сгорания выполнены по традиционным для опытного конструкторского бюро схемам. Силовая схема камеры конструктивно выполнена на одной опоре. К конструктивным особенностям трёхступенчатой турбины двигателя относятся: расположение ротора между опорами; упругое демпфирующее устройство с гибкими элементами в опоре; коническая форма вала.

На двигателе применено всережимное сверхзвуковое сопло с центральным телом. Регулирование площади критического и выходного сечений сопла осуществляется перемещением в осевом направлении конуса центрального тела относительно неподвижной профилированной наружной обечайки. Конус управляется следящим силовым гидроцилиндром двустороннего действия. Площадь критического сечения сопла изменяется по положению рычага управления двигателем. Двигатель имеет систему струйного шумоглушения, подающую воздух в газовый поток через отверстия в центральном теле. С целью уменьшения габаритов двигателя и удовлетворения ряда эксплуатационных требований привод самолётных агрегатов выполнен отдельным узлом, размещённым в отсеке крыла. Мощность на этот привод подводится через карданный вал либо от ротора двигателя, либо от воздушной турбины, установленной на двигателе и имеющей независимое от него питание сжатым воздухом. Раскрутка двигателя при запуске производится от той же воздушной турбины. Двигатель РД36-51А прошёл государственные стендовые и лётные (на самолёте Ту-144Д) испытания.

С 1965 в опытном конструкторском бюро ведутся также разработки подъёмных двигателей для самолётов укороченного и вертикального взлёта и посадки. Создано несколько модификаций для самолётов Су, МиГ, Ан.

В 1969 опытное конструкторское бюро разрабатывает подъёмный двигатель РД36-35ФВ для самолета вертикального взлета и посадки Як-38. Ряд оригинальных конструкторских решений в сочетании с применением лёгких материалов позволил создать малогабаритный двигатель с низкой удельной массой. Двигатель имеет осевой шестиступенчатый компрессор, первая ступень которого — сверхзвуковая с щелевой проставкой, обеспечивающей устойчивую работу компрессора без механизации. Камера сгорания двигателя — прямоточная, кольцевая, короткая (отношение длины к диаметру 1,8), турбина — одноступенчатая с охлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками, сопло — кольцевое, сужающееся, поворотное. Ротор компрессора и турбины — двухопорный. В передней опоре ротора расположен упругий демпфер с втулкой трения, поглощающий вибрации ротора. Система смазки — неприводная, автоматическая, циркуляционная. Топливный насос располагается в коке двигателя и приводится непосредственно от ротора. Запуск двигателя на земле производится при раскрутке ротора воздухом, отбираемым от маршевого двигателя, а в полёте—при авторотации. Двигатель и его модификация выпускаются серийно с 1972.

А. С. Новиков.

вдув в пограничный слой — подвод жидкости или газа в пограничный слой через проницаемую поверхность обтекаемого тела. При этом на проницаемой поверхности нормальный к ней компонент {{υ}} вектора скорости газа (жидкости) принимает положительное, значение и определяет собой скорость вдува {{υω}}. Локальной размерной характеристикой вдува является его интенсивность {{ρωυω}} = lim{{}}m/{{}}S при {{}}S{{}}0, где {{}}m — секундный расход вещества, подводимого через элементарную площадку {{}}S проницаемой поверхности, {{ρω}} — плотность вдуваемого вещества на поверхности тела. При анализе прикладных задач для характеристики интенсивности вдува вводится безразмерная величина a + , называемая обычно параметром вдува при a + > 0 или параметром отсоса при a + < 0 (см. Отсос пограничного слоя). В частности, для плоского ламинарного течения a + пропорционален соотношению ({{ρωυω}}) ({{ρ}}eue)-1 (Re)1/2, где Re = {{ρ}}eueL/{{μ}}e Рейнольдса число, u — продольный компонент вектора скорости, {{ρ}} — плотность, {{μ}} — динамическая вязкость, L — характерный линейный размер, индекс “e” обозначает значение величины на внешней границе пограничного слоя. В рамках теории пограничного слоя должно выполняться условие {{υω}}/ue < < 1, или a + ~0(1). При нарушении этого условия вдув влияет не только на течение в пограничном слое, но и на внешний невязкий поток.

Наличие вдува приводит к снижению местных значений напряжения трения и теплового потока и утолщению пограничного слоя; кроме того, вдув способствует дестабилизации ламинарного течения (профиль скорости имеет точку перегиба, рис. 1 и может вызвать более ранний переход к турбулентному режиму течения. Количественное воздействие вдува на пограничный слой зависит от многих факторов: интенсивности вдува и закона его распределения на обтекаемой поверхности, теплофизических свойств вдуваемого вещества, режима течения и т. д. На рис. 2 показано изменение теплового потока на поверхности пластины в зависимости от параметра вдува инородного газа в ламинарный пограничный слой, когда интенсивность вдува пропорциональна x-1/2, где x — продольная координата, отсчитываемая от острой кромки пластины (так называемый автомодельный вдув). Увеличение a + приводит к сильному снижению теплового потока на всей обтекаемой поверхности. Для уменьшения расхода охладителя вдув можно осуществлять лишь на некотором начальном участке поверхности, где местные тепловые потоки при отсутствии вдува особенно велики; при этом снижение теплового потока происходит не только на проницаемом участке поверхности, но и достаточно далеко за ним — последействие вдува. В силу указанных закономерностей В. в п. с. является эффективным средством защиты обтекаемой поверхности летательного аппарата от аэродинамического нагревания.

В. А. Башкин

Рис. 1. Профили скоростей в ламинарном пограничном слое на продольно обтекаемой пластине при наличии автомодельного вдува или отсоса газа при различных значениях параметра вдува a + : {{η}} — преобразованная координата, ортогональная обтекаемой поверхности; {{}} — точка перегиба.

Рис. 2. Влияние вдува инородного газа (гелия) на местный тепловой поток на изотермической поверхности пластины, обтекаемой под нулевым углом атаки сверхзвуковым потоком совершенного газа при различных значениях параметра вдува a + : L — характерный линейный размер; {{формула}}; q{{ω}} q{{ω}}0 — местные тепловые потоки при наличии и отсутствии вдува газа; прямые — вдув вдоль всей поверхности, кривые —вдув только вблизи кромки (при x/L > 0,1 поверхность непроницаемая).

Ведров Всеволод Симонович (1902—1983) — советский учёный в области теории движения летательных аппаратов, автоматического регулирования и динамики летательных аппаратов, доктор технических наук (1944), профессор (1944), заслуженный деятель науки и техники (1967). После окончания Московского высшее технического училища (1929) работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (до 1941), затем в Летно-исследовательском институте (старший научный сотрудник, заместитель директора). Проводил лётные исследования, участвовал в испытаниях и доводке первых турбореактивных двигателей в СССР. Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, медалями.

Веллинг Борис Константинович (1892—1923) — русский советский лётчик, участник первых советских перелётов. После окончания Московской школы авиации (1915) находился в действующей армии. В 1916 назначен инструктором Московской школы авиации, где в 1917 выбран личным составом её начальником. Сражался на Восточном и Туркестанском фронтах (1919). В 1921—1923 совершил ряд первых дальних перелётов, в том числе по маршруту Полторацк (Ашхабад) — Каган — Керки — Термез и обратно (1921). В 1922 назначен начальником отдела учебных заведений Воздушного Флота РСФСР. Погиб при выполнении тренировочного полёта.

В. К. Веллинг.

велосипедное шасси — смотри в статье Шасси.

Вельнера — Жуковского формула [по именам австрийского учёного Г. Вельнера (G. Wellner) и Н. Е. Жуковского] — связывает тягу Т [кгс] несущего (воздушного) винта, работающего на месте, с затрачиваемой на вращение мощностью N [л.с.] при известных диаметре винта D [м] и относительном коэффициенте полезного действия винта {{η}}0. Для стандартных атмосферных условий на уровне моря В. — Ж. ф. записывается в виде: T = (33,25{{η}}0ND)2/3. Если выразить величины, входящие в В. — Ж. ф. в единицах СИ (T в H, N в кВт), то формула примет вид: T = (750{{η}}0ND)2/3. По определению коэффициент {{η}}0 равен отношению идеальной мощности, определяемой применением законов сохранения, к реальной потребной мощности. В. В. — Ж. ф. {{η}}0 можно рассматривать также как эмпирический коэффициент, определённый по большому числу экспериментов; типичные значения η0 для несущих винтов составляют 0,7—0,75.

вентилятор (латинское ventilator, буквально — веяльщик, от ventilo — вею, махаю, дую) турбореактивного двухконтурного двигателя — часть компрессора турбореактивного двухконтурного двигателя работающая обычно на оба контура. В зависимости от степени двухконтурности двигателя В. может быть одно- или многоступенчатым. Одноступенчатый В. (рис. 1) применяется на двухконтурных двигателях с большой степенью двухконтурности, предназначенных для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов; оптимальная степень повышения давления В. при этом лежит в пределах {{π}}0 = 1,2—1,7. Для снижения уровня шума В. изготовляется без входного направляющего аппарата, а выходной направляющий аппарат отодвигается от рабочего колеса на значительное расстояние. Для уменьшения веса и миделевого сечения В. выполняется с втулками относительно малого диаметра (отношение диаметра втулки на входе в колесо к диаметру колеса 0,3—0,4) и рабочими лопатками большого удлинения (отношение высоты лопатки к её хорде 3,5—4,5), имеющими антивибрационные полки. Лопатки выходного направляющего аппарата обтекаются дозвуковым потоком, а лопатки рабочего колеса — до- или сверхзвуковым потоком. Переход к сверхзвуковым скоростям обтекания позволяет увеличить частоту вращения ротора и соответственно уменьшить число ступеней турбины, приводящей В.

Многоступенчатый В. (рис. 2) используется на двигателях с малой степенью двухконтурности, предназначенных для самолётов со сверхзвуковой скоростью полёта. В зависимости от степени двухконтурности он обеспечивает {{π}}в = 3—5. На первых образцах двигателей такого типа применялись многоступенчатые В. с малыми окружными скоростями, лопатки которых обтекались дозвуковым потоком. В последующем в качестве первых ступеней стали использоваться ступени, манатки рабочих колёс которых обтекались сверхзвукым потоком, что позволило увеличить окружные скорости, уменьшить число ступеней В. и его массу.

Ю. Н. Васильев

Рис. 1. Схема одноступенчатого вентилятора: 1 — рабочее колесо; 2 — антивибрационная полка; 3 — выходной направляющий аппарат; 4 — разделительная перегородка.

Рис. 2. Схема многоступенчатого вентилятора.

Вентури трубка [по имени итальянского учёного Дж. Вентури (G. Venturi)] — устройство для измерения скорости потока (расхода) жидкой или газообразной среды, представляющее собой осесимметричную трубку (см. рис.) с каналом переменный сечения в виде конических конфузора и диффузора первый короче второго). В В. т. скорость потока изменяется, вызывая изменение давления. Возникающий перепад давлений p2-p1, где p2 —давление во входном сечении В. т., p1 — давление в самом узком сечении, однозначно связан со скоростью {{υ}} потока во входном сечении соотношением {{υ}} = [{{ξ}}(p2-p1)/{{ρ}}]1/2, где {{ξ}} — коэффициент, учитывающий отношение диаметров входного и самого узкого сечений, неравномерность распределения скорости по сечению и другие факторы (зависит от Рейнольдса числа и определяется экспериментально); {{ρ}} — плотность среды. По сравнению с другими приёмниками давлений, В. т. имеет большую чувствительность. При малых числах Рейнольдса (малых скоростях) эффективность В. т. резко падает из-за преобладания сил вязкости над силами инерции жидкости или газа, в результате чего пограничный слой заполняет всё сечение канала и преобладающим становится внешнее обтекание трубки. Верхний предел измеряемой скорости определяет такая скорость набегающего потока при которой в самом узком сечении скорость потока достигает скорости звука; В. т. становится неэффективной, поскольку с дальнейшим увеличением скорости набегающего потока (p2 = const) разность p2-p1 остаётся неизменной.

И. И. Юшков.

Трубка Вентури: 1 — конфузор; 2 — диффузор.

Верников Яков Ильич (р. 1920) — советский лётчик-испытатель, генерал-майор авиации (1971), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1960), мастер спорта СССР (1975), Герой Советского Союза (1944). Окончил Одесскую военную авиационную школу (1940), Военно-воздушную академию (1956; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны совершил около 450 боевых вылетов, сбил 16 самолётов противника. Работал в Летно-исследовательском институте и опытном конструкторское бюро С. В. Ильюшина и А. С. Яковлева. Проводил заводские испытания опытных самолётов Ан-9, Ан-10, Ан-12, испытания реактивных истребителей на штопор, перевёрнутый штопор, тяжёлых самолётов на критических режимах полёта. Установил 4 мировых рекорда подъёма груза на высоту на самолёте Ил-76. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, орденами Отечествееной войны 1-й степени. Трудового Красного Знамени, 3 орденами Красной Звезды, медалями.

Я. И. Верников.

вертикальная скорость — изменение высоты полёта за единицу времени. В. с. равна вертикальной составляющей скорости летательного аппарата.

вертикальное оперение — вертикальная аэродинамическая поверхность (поверхности) летательного аппарата, обеспечивающая его путевую устойчивость и управляемость. На большинстве самолётов В. о. располагается в плоскости симметрии на верху хвостовой части фюзеляжа (см. рис.). Основная, передняя, как правило неподвижная, часть В. о. (киль) обеспечивает путевую устойчивость летательного аппарата. На задней части киля обычно помещают подвижную аэродинамическую поверхность — руль направления (РН). РН (см. Рули управления) обеспечивает путевую управляемость и балансировку летательного аппарата относительно вертикальной оси, например, при полёте с боковым ветром или с отказавшим двигателем. При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полёта аэродинамическая эффективность несущих поверхностей (как и эффективность органов управления) существенно снижается, в связи с чем на некоторых маневренных сверхзвуковых самолётах используют целиком поворотное В. о. (без РН). В некоторых случаях для повышения путевой устойчивости на летательный аппарат устанавливают подфюзеляжные гребни аэродинамические. Наличие на манёвренных сверхзвуковых самолётах внешних подвесок, требующих дополнительных мер по повышению путевой устойчивости летательного аппарата, а также снижение эффективности В. о. на больших углах атаки и при переходе к сверхзвуковым скоростям полёта приводит к тому, что обеспечить устойчивость самолёта однокилевым В. о. (при разумных его размерах) невозможно. По этим причинам иногда используют двухкилевое В. о., кили (килевые шайбы) которого располагают на крыле, фюзеляже, на концах стабилизатора или хвостовых балках. Использование двухкилевого В. о. может быть обусловлено также компоновочными соображениями (например, у самолётов “летающее крыло”), необходимостью перевозки на фюзеляже крупногабаритных грузов или установкой на нём больших внешних радиолокаторов. (Отметим, что аэродинамическая эффективность единицы площади двухкилевого В. о. ниже, чем у одкокилевого, из-за интерференции аэродинамической между килями.)

Эффективность В. о., оцениваемая по приросту путевой статической устойчивости летательного аппарата за счёт установки В. о., определяется его аэродинамической компоновкой и пропорциональна статичному моменту Вв.о. площади В. о.; Вв.о = {{S}}в.о.{{L}}в.о., где {{S}}в.о. — относит, площадь В. о. (отношение площади В. о. к площади крыла), {{L}}в.o. — относительное плечо В. о. (см. Плечо оперения). Обычно значения Вв.о. лежат в диапазоне 0,05—0,1. Основными расчётными случаями выбора площади В. о. (в том числе РН) являются обеспечение определение запаса путевой статической устойчивости (см. Степень устойчивости), осуществление балансировки самолёта при отказе двигателя критического, возможность выдерживания курса летательного аппарата при заданном боковом ветре.

Недостаточность путевой статической устойчивости летательного аппарата, вызванная малой площадью В. о. приводит к неудовлетворительным характеристикам его боковой устойчивости и боковой управляемости (большое время затухания колебаний бокового возмущённого движения, неприемлемый характер управляемого движения летательного аппарата по крену, большая нежелательная взаимосвязь крена и рыскания). В некоторых случаях удаётся уменьшить площадь В. о. путем использования в системе управления летательного аппарат автоматических устройств, например, автомата путевой устойчивости.

Конструкция В. о. аналогична конструкции крыла, площадь В. о. составляет 12—20% площади крыла, площадь РН — 20—30% площади В. о., углы отклонения РН до 25{{°}}. Обычно В. о. выполняется с удлинением {{λ}} = 0,7—2 и сужением {{η}} = 2—3 (см. также Сужение крыла); угол стреловидности В. о. меняется в широких пределах: {{χ}} = 10—45{{°}}.

А. Г. Обрубов.

Однокилевое (a) и двухкилевое (б) вертикальные оперения: 1 — киль; 2 — руль направления.

вертикальный разрез атмосферы — графическое представление состояния атмосферы в вертикальной плоскости, На графике по оси абсцисс отмечается положение пунктов аэрологического зондирования, по оси ординат — высота. По результатам зондирозания на бланк В. р. а. условными знаками наносятся температура, вертикальный градиент температуры (на рисунке слева от вертикальной прямой откладывается падение температуры с высотой, справа — рост), скорость и направление ветра и другие метеорологические элементы. Пространств. В. р. а. строится по синхронным данным аэрологического зондирования в несколько пунктах. Временной В. р. а. строится по данным последовательного зондирования атмосферы в одном пункте.

При метеорологическом обеспечении авиации информация или прогноз метеорологических условий по маршруту полёта схематически представляется в виде В. р. а. Перед полётами по дальним воздушным трассам командир воздушного судна вычерчивает на бланке разреза профиль рельефа трассы, отмечает прогнозируемые атмосферные фронты, расположение облачности, видимость и т. д. Правильность составления разреза проверяется дежурным синоптиком Авиационной метеорологической станции (АМС). Экипажам сверхзвуковым, самолётов в авиаметеорологическом центре или АМС вручается В. р. а., для начальных и конечных участков трассы. На них указываются характеристики метеорологических условий на удалении от пунктов взлёта и посадки (от поверхности земли до высоты 18—20 км) с указанием расположения тропопаузы.

С. С. Гайгеров.

Пространственный вертикальный разрез атмосферы: 1 — значения вертикального градиента температуры ({{Δ}}T/{{Δ}}Z°C/100 м); 2 — изотерма (-15{{°}}C); 3 — направление и скорость ветра (северо-западный около 305 км/ч; треугольник обозначает скорость 92,6 км/ч, длинный штрих — 18,52 км/ч, короткий штрих — 9,26 км/ч); 4 — изолинии скорости ветра (более 30 м/с — струйное течение); 5 — тропопауза; 6 — границы атмосферных фронтальных зон.

вертолет — летательный аппарат, у которого подъёмная сила и пропульсивная сила для горизонтального полёта создаются одним или несколькими несущими винтами (НВ). В. может совершать вертикальные взлет и посадку, неподвижно “висеть” в воздухе, перемещаться вдоль и поворачиваться относительно любой оси. При отказе двигателей В. продолжает полёт со снижением и осуществляет посадку на режиме авторотации винта на неподготовленную площадку. Применяя резкое увеличение угла установки лопастей непосредственно перед посадкой, можно значительно увеличить подъёмную силу и тем самым существенно уменьшить вертикальную скорость В. в момент посадки.

Благодаря возможности взлетать и садиться вертикально, В. эксплуатируется с небольших площадок. Способность неподвижно висеть позволяет В. производить погрузку и выгрузку грузов, не совершая посадки, а также выполнять сложные строительно-монтажные операции (см. Вертолёт-кран).

В. широко применяются в народном хозяйстве для перевозки грузов, людей, выполнения сельскохозяйственных (см. Сельскохозяйственный летательный аппарат) и других работ. Большую помощь оказывают В. в разведке и разработке нефтяных и газовых месторождений в труднодоступных районах и на море, строительстве магистральных газо- и нефтепроводов, линий электропередачи. Используются В. также санитарной службой (см. Санитарный летательный аппарат), для защиты лесов от пожаров и т. п.

В. входят в состав вооруженных сил всех крупных государств и предназначены для перевозки и десантирования войск и грузов (см. Военно-транспортный летательный аппарат), уничтожения танков и другой техники противника, огневой поддержки войск (см. Боевой вертолёт), разведки (см. Разведывательный летательный аппарат), связи, инженерного обеспечения и выполнения других заданий. В военно-морских силах В. служат как поисково-спасательные (см. Поисково-спасательный летательный аппарат), противолодочные (см. Противолодочный летательный аппарат), десантно-транспортные, противокорабельные летательные аппараты, а также как тральщики.

В. состоит из планёра, включающего фюзеляж, шасси, а в некоторых схемах также крыло и (или) оперение, винтовой несущей системы (несущих винтов), силовой установки, электро-, радио- и навигационного оборудования. Одновинтовые В. с механическим приводом НВ, кроме того, имеют рулевой винт для уравновешивания реактивного момента и для путевого управления В.

Основные летно-технические характеристики В. 80-х гг.; крейсерская скорость до 280 км/ч; макс, скорость до 350 км/ч; дальность полета до 800 км; динамический потолок до 6 км; статический потолок до 3 км и более; полезная нагрузка составляет от 0,4 т для лёгких В. и до 25 т для тяжёлых.

Классифицируются В. по следующим признакам. По числу НВ различают В.: одно-, двух- и многовинтовые, по их взаимному расположению — продольные, соосные, поперечные, с перекрещивающимися осями винтов (рис. 1); по числу двигателей — одно-, двух- многодвигательные; по типу привода НВ с механическим приводом от двигателя и с реактивным приводом (с реактивными двигателями на концах лопастей или с турбокомпрессором в фюзеляже и реактивными соплами на концах лопастей); по назначению — многоцелевые, транспортные, пассажирские, вертолёты-краны, сельскохозяйственные, спасательные, санитарные и др.; по взлётной массе или грузоподъёмности — сверхлёгкие, легкие, средние, тяжёлые, сверхтяжёлые; по типу взлётно-посадочных устройств — сухопутные и амфибии.

Наиболее распространены В. одновинтовой схемы (рис. 2) с механической трансмиссией и установленным на хвостовой балке рулевым винтом (около 95% всех построенных В.). Затраты на привод рулевого винта составляют 8—15% полной мощности двигателей. Рулевой винт работает в более тяжёлых условиях, чем несущий, из-за воздействия потока воздуха от НВ и наличия режима разворота В. относительно вертикальной оси на режиме висения. В. одновинтовой схемы разрабатываются большинством вертолётостроительных предприятий мира (Московский вертолётный завод, смотри Ми; ПЗЛ “Свидник”; фирмы “Белл”, “Сикорский”, “Льюз геликоптерс”, “Аэроспасьяль”, “Уэстленд”, “Агуста” и др.).

У В. соосной схемы вал верхнего винта проходит через полый вал нижнего. НВ вращаются в противоположные стороны, их реактивные моменты взаимно уравновешиваются. В. имеет меньшие габариты, чем В. других схем. Условия работы винтов неодинаковы, так как нижний винт работает в потоке воздуха от верхнего. В. такой схемы разрабатываются на Ухтомском вертолётном заводе (см. Ка).

В. продольной схемы занимают второе место после одновинтовых В. по числу построенных за рубежом. В связи с тем, что задний винт В. работает в потоке переднего, условия его работы более тяжёлые, чем у изолированного винта. В. продольной схемы строятся фирмой “Боинг вертол” (США), а в СССР в 50-х гг. создавались на Московском машиностроительном заводе “Скорость” (см. Як).

У В. поперечной схемы НВ соединены с фюзеляжем при помощи крыльев или ферм, эта схема имеет полную аэродинамическую симметрию, что улучшает устойчивость и управляемость В. Взаимное влияние винтов практически отсутствует. Из-за поперечного расположения НВ улучшаются лётные характеристики на средний скоростях, допустима значительная перегрузка В. при взлёте с разбегом. По этой схеме были построены В. конструкции И. П. Братухина (СССР), Г. Фокке (Германия), а также самый тяжёлый в мире В. Ми-12 (СССР). Для уменьшения габаритов В. поперечной и продольной схем, как правило, имеют перекрытие несущих винтов.

В. с перекрещивающимися осями винтов — разновидность В. поперечной схемы (крайний случай перекрытия винтов), Вращение винтов синхронизировано таким образом, что в любом положении лопасти одного винта проходят над лопастями другого. В. имеет малые габариты, но опасен в эксплуатации из-за низко проходящих над землёй лопастей вследствие значит, развала винтов. Винты работают в условиях существенного взаимного влияния. Производством В. этой схемы занималась фирма “Каман”. В 60-х гг. постройка прекращена.

В. многовинтовой схемы (с числом винтов от 3 до 20) строились на ранних стадиях развития вертолётостроения.

В силовой установке В. с механическим приводом НВ применялись поршневые, а затем получили распространение в основном газотурбинные двигатели со свободной турбиной (см. Турбовальный двигатель). Силовая установка включает также топливную систему, систему охлаждения, маслосистему, систему управления двигателями, противопожарную систему.

По методам создания подъёмной силы, пропульсивной силы и управляющих воздействий В. принципиально отличается от других летательных аппаратов (пропульсивная сила, управляющие силы и моменты создаются тем же органом, который создаёт и подъемную силу).

Подъёмная сила НВ изменяется посредством рычага “Шаг — газ”, находящегося слева от кресла пилота. Перемещение рычага одновременно изменяет общий шаг всех лопастей и массу топлива, подаваемого в двигатели. Поворот рукоятки рычага относительно оси обеспечивает коррекцию (более точную регулировку) подачи топлива и, следовательно, мощности двигателей. С помощью ручки управления лётчик правой рукой посредством автомата перекоса изменяет циклический шаг лопастей винта, что приводит к изменению наклона вектора аэродинамической силы, создаваемой НВ. Возникающая при этом составляющая вектора в плоскости вращения винта определяет направление поступательного движения. Кроме того, изменение в этом случае плеча аэродинамической силы относительно центра масс В. создает управляющий момент в продольной или поперечной плоскости и обеспечивает управление по углам тангажа и крена. Продольное (у В. продольной схемы) или поперечное (у В. поперечной схемы) управление может также осуществляться дифференциальным изменением общего шага НВ. Для путевого управления, как и на самолете, служат педали. На В. одновинтовой схемы лётчик, воздействуя на педали, через проводку управления изменяет общий шаг рулевого винта, то есть его тягу. На В. двух- и многовинтовой схем (кроме соосной) путевое управление осуществляется дифференциальным изменением циклического шага НВ. На В. соосной схемы путевое управление достигается дифференциальным изменением общего шага винтов. На одновинтовых В. наклон оси рулевого винта позволяет получить вертикальную составляющую тяги (до 25% тяги рулевого винта), что облегчает балансировку В. и улучшает его летно-технические характеристики.

На В. устанавливаются стабилизаторы и кили для улучшения динамической устойчивости В. в поступательном полёте и изменения его балансировки в нужную сторону при изменениях режима полёта. Установленное на некоторых В. крыло служит для разгрузки НВ при большой скорости полёта или используется в качестве кронштейна для подвесного оборудования.

Историческая справка. Способность вращающегося винта подниматься в воздух была известна в Китае ещё в средние века. В 1475 Леонардо да Винчи создал проект летательного аппарат, способного “ввинчиваться” в воздух при помощи архимедова винта (рис. в табл. 1). Первая модель В. — “аэродромическая машинка” — создана М. В. Ломоносовым в 1754. Она имела два винта, приводимые во вращение часовой пружиной. Уравновешенная через блок контргрузом, при вращающихся винтах модель могла подниматься вверх (рис. в табл. 1).

Хотя в XIX в. было построено большое число летающих моделей, создание натурного летающего В. стало возможным лишь с появлением в начале XX в. лёгкого двигателя внутреннего сгорания и НВ, разработанных на основе теоретических и экспериментальных исследований Р. Фруда (Великобритания), С. К. Джевецкого, М. А. Рыкачёва, Н. Е. Жуковского, Б. Н. Юрьева, Г. X. Сабинина.

Первый вертикальный подъём при помощи винтов на летательном аппарате с человеком на борту был осуществлён во Франции 29 сентября 1907 на В. братьев Л. и Ж. Бреге и профессора Ш. Рише. В., поднимавшийся при помощи четырёх винтов на высоту 1,5 м, не имел органов управления (устойчивое положение при висении обеспечивалось механиками, поддерживавшими В. сбоку). Первый В., способный совершать поступательный полёт, был построен В. Корню (Франция) в ноябре 1907 (рис. в табл. III). В 1912 Юрьевым был впервые построен В. одновинтовой схемы (рис. в табл. V). В процессе его разработки Юрьев изобрёл автомат перекоса и тщательно проработал остальные агрегаты В. В те же годы в России строились натурные В. одновинтовой (В. Левицкий), соосной (К. А. Антонов, И. И. Сикорский и др.), продольной (Н. И. Сорокин) и многовинтовых (В. В. Татаринов и др.) схем. Дальнейшее развитие В. шло по линии совершенствования основных его агрегатов, улучшения характеристик устойчивости и управляемости. Работы Г. Глауэрта, К. Локка (Великобритания), Братухияа, Миля и других позволили выявить особенности аэродинамики НВ в косом потоке.

Научно-исследовательские, в том числе экспериментальные, работы привели к созданию в 30-х гг. работоспособных В. Вертолётная группа экспериментально-аэродинамического отдела Центрального аэрогидродинамического института (создана в 1926, возглавлялась Юрьевым) построила под руководством А. М. Черёмухина в 1930 первый советский В. ЦАГИ 1-ЭА (рис. в табл. XI). В 1932 на этом В. была достигнута рекордная высота 605 м (зарубежный рекорд высоты в то время составлял 18 м). В 1933 были построены модификации этого В. — ЦАГИ 3-ЭА, ЦАГИ 5-ЭА, а в 1936 комбинированные В. ЦАГИ 11-ЭА. В первой половине 40-х гг. некоторые В. выпускались малыми сериями (в Германии и США), но практического применения они тогда не нашли. Широкое строительство В. началось после окончания Второй мировой войны.

Первым отечественным В., предназначенным для серийного производства. был созданный в 1940 в опытном конструкторское бюро Братухина В. “Омега”. Начавшаяся война помешала запуску этого В. в серию. В последующие годы (до 1951) опытное конструкторское бюро Братухина продолжало разрабатывать В. поперечной схемы. В опытном конструкторском бюро Камова и опытном конструкторское бюро Яковлева были построены опытные В. соосной схемы. Первый советский серийный В. Ми-1 совершил первый полет в 1948.

В 1952 началось крупносерийное производство В. Ми-4, превосходившего по грузоподъёмности (1,6 т) все существовавшие в то время В. в мире. В 1952—1953 совершили первые полёты тяжёлый транспортный В. продольной схемы Як-24 и предназначенный для военно-морского флота В. соосной схемы Ка-15, также запущенные позже в серийное производство. С 1953—1954 началось широкое применение В. в армии и народном хозяйстве Советского Союза.

С появлением первых серийных машин и началом их эксплуатации особое значение приобрели проблемы обеспечения динамической прочности и устойчивости конструкции (ресурс агрегатов по условиям усталостной прочности, флаттер НВ, “земной резонанс”, вибрации и др.), разработки методов проектирования и конструирования В. и его агрегатов, дальнейшего совершенствования аэродинамики В., улучшения характеристик устойчивости, управляемости, манёвренности, повышения экономичности.

В вертолётостроении определились две линии развития: рост грузоподъёмности и улучшение удельных летно-технических характеристик. Первая линия отчётливо заметна в деятельности таких разработчиков В., как опытное конструкторское бюро Миля — Ми-1 (0,5 т) — Ми-4 (1,67 т) — Ми-6 (12 т) — Ми-12 (25 т); фирмы “Сикорский” —S-51 (0,4 т) — S-55 (1,1 т) — S-56 (5 т) — S-65 (8,4 т) и “Боинг вертол” —PV-17 (0,9 т) — V-44 (1,8 т) — V-107 (3 т) —V-114 (5,8 т).

Как правило, рост грузоподъёмности достигался путём увеличения размеров НВ и мощности силовых установок. В советском вертолётостроении был успешно осуществлён и другой способ увеличения грузоподъёмности — удвоение ранее разработанных и доведённых винтомоторных установок (В. Ми-12 имел две винтомоторные установки В. Ми-6).

Вторая линия развития предполагает повышение весовой отдачи, скорости, статического потолка и топливной экономичности В. внутри определенной весовой категории. Примерами такого направления являются линии: Ми-1 — Ми-2; Ми-4 —Ми-8 — Ми-17; Ми-6 — Ми-26; Ка-15 — Ка-18 — Ка-26; Белл 47 — Белл 206 — Белл 406; SA 316 — SA 360 (фирмы “Аэроспасьяль”) и др.

На смену первым работоспособным В. 40-х — начала 50-х гг. (Ми-1, Ми-4, Ка-18, Белл 47, S-55, S-58, V-44, Каман К-3), обладавшим невысокой весовой отдачей (20—30%) и имевшим и качестве силовой установки поршневые двигатели, пришли В. второго поколения (Ми-2, Ми-6, Ми-8, Ка-25, Белл 205, Белл 206, S-61, S-62, V-114, Каман К-600, SA 316), оснащённые газотурбинные двигатели и имеющие более высокую весовую отдачу (30—40%), лучшие летно-технические и экономические характеристики. В. третьего поколения (Ми-26. Ка-32, Белл 222, S-70, S-76, S-80, Хыоз АН-64, Уэстленд WG-13, SA 350) отличаются ещё более высокой весовой отдачей (40—50%), новыми решениями в конструкции агрегатов, применением композиционных материалов, повышением ресурса, упрощением техники пилотирования и технического обслуживания, снижением уровня шума и вибраций, установкой экономичных силовых установок. Одним из направлений развития В. по линии улучшения скоростных характеристик было создание комбинированного В. — винтокрылов.

Расширение сфер применения вызвало необходимость создания специализированных В. Первоначально создание специализированных машин осуществлялось путём разработки специальных модификаций многоцелевых В., но недостаточная эффективность этого способа привела к необходимости конструирования специальных В., например, таких, как В.-кран (Ми-10, Ми-10К, S-60, S-64), боевой В. (Ми-28, Хьюз АН-64), противолодочный В. (SH-3, Джайродайн QH-50, Агуста-106, Ка-25).

Лит.: Вертолеты. Расчет и проектирование, кн. 1, М., 1966; Тищенко М. Н.. Некрасов А. В., Радин А. С., Вертолеты. Выбор параметров при проектировании. М., 1976; Изаксон А. М., Советское вертолетостроение, 2 изд., М., 1981.

О. П. Бахов.

Рис. 1. Основные схемы вертолётов: 1 — с перекрещивающимися осями винтов; 2 — продольная схема; 3 — одновинтовая схема; 4 — соосная схема; 5— поперечная схема.

Рис. 2. Компоновочная схема вертолёта Ми-8Т: 1 — правая ручка продольно-поперечного управления; 2 — маслобак; 3 — двигатель; 4 — капот; 5 — вентилятор; 6 — масляный радиатор; 7 — втулка несущего винта; 8 — автомат перекоса; 9 — главный редуктор; 10 — редукторная рама; 11 — контейнер расходного топливного бака; 12 — хвостовой вал трансмиссии; 13 — лопасть несущего винта; 14 — стабилизатор; 15 — промежуточный редуктор; 16 — хвостовой винт; 17 — хвостовой редуктор; 18 — концевая балка; 19 — хвостовая опора; 20 — хвостовая балка; 21 — грузовая створка; 22 — главная опора шасси; 23 — левый подвесной топливный бак; 24 — устройство для внешней подвески груза; 25 — сдвижная входная дверь; 26 — сиденье левого лётчика; 27 — рычаги раздельного управления двигателями; 28 — передняя опора шасси; 29 — левая ручка “Шаг — газ”; 30 — приборная доска левого лётчика; 31 — педали ножного управления.

вертолёт-кран — вертолёт, оборудованный системой внешней подвески для подъёмно-транспортных и монтажных работ. Применяется также для транспортных перевозок. В качестве В.-к. используются как специально спроектированные вертолёты, так и обычные многоцелевые, имеющие внешнюю подвеску. Преимущества транспортировки грузов на внешней подвеске — значительное сокращение времени на операцию погрузки (выгрузки) и возможность перевозить грузы больших габаритов. Однако скорость полёта может быть ограничена вследствие раскачки груза, что требует устройств стабилизации для грузов с большой парусностью.

Специализированный В.-к. имеет дополнительную подфюзеляжную кабину, позволяющую лётчику-оператору управлять вертолётом, находясь лицом к грузу. У такого В.-к. отсутствует крупногабаритная грузовая кабина, что позволяет получить большую грузоподъемность. В случае использования в качестве В. -к. обычного транспортного вертолёта для улучшения обзора устанавливают выпуклые блистеры, зеркала заднего обзора, телевизоры в хвостовой части вертолёта и другие приспособления, облегчающие монтажные работы.

Шасси специализированного В.-к., перевозящего груз на подвеске, может быть обычным, рассчитанным только на массу В. без груза (например, Ми-10К). Высокое шасси дает возможность вертолёту наруливать на груз и жёстко крепить груз к шасси, что позволяет взлетать с использованием воздушной подушки и с разбегом (например Ми-10). Для перевозки мелких грузов применяются специально подвешиваемые платформы. Внешняя подвеска оборудована электрической системой отцепления груза и всей внешней подвески. Система автоматического управления В.-к. обеспечивает висение над заданной точкой и гашение колебаний груза на внешней подвеске. Так как с увеличением грузоподъёмности В.-к. возрастают нагрузка на сметаемую поверхность винта и соответственно скорость воздушного потока от винта, для монтажных работ с тяжёлыми грузами должна предусматриваться -технология, исключающая необходимость нахождения людей вблизи груза под вертолётом.

Серийные одновинтовые В.-к. были созданы в СССР (Ми-10, 1960; Ми-10К, 1965) и в США на фирме “Сикорский” (S-60, 1959; S-64, 1962). В качестве В.-к. могут использоваться отечественные серийные вертолёты Ми-6, Ми-8. Ми-26, Ка-26. Ка-32.

Вертолётный монтаж особенно эффективен при реконструкции действующих предприятий в стеснённых условиях на насыщенной сооружениями территории, а также в труднодоступной местности. Вертолётный монтаж (см. рис.) обеспечивает ускорение сроков производства работ, увеличение производительности труда в 3—10 раз и снижение трудозатрат в 1,5—3 раза.

Лит.: Вертолет Ми-10К, М., 1981.

Монтаж технологической установки с помощью вертолёта-крана Ми-10К.

вертолетный спорт — один из видов авиационного спорта, соревнования спортсменов (экипажей) на вертолётах в выполнении специальных упражнений, а также в установлении рекордов в полёте на дальность по прямой, по замкнутому маршруту, по высоте, скорости и времени набора высоты. Основными видами упражнений являются; “вертолётный слалом” — полёт на малой высоте (3—5 м) с проносом ведра, наполненного водой, между стойками ворот и последующей постановкой его на стол диаметром 1 м в минимальное время; “маршрут” —полёт с отысканием целей и описанием их, сбросом груза в мишень, посадкой на поворотный пункт маршрута; “визит” — полёт по “коробочке” и сброс груза в отверстие “крыши”; “малая высота” — комплекс эволюций на малой высоте (2,5{{±}}0,5 м) с перемещением контрольного груза в виде цепи по коридорам в пределах размеченного на земле маршрута в минимальное время (3 мин 30 с). В программу чемпионатов Европы и мира кроме указанных упражнений может включаться свободный пилотаж на малой высоте в ограниченном пространстве.

B. с. в СССР начал развиваться с середины 50-х гг. В аэроклубах проводились соревнования по выполнению простейших эволюций на вертолёте. В 1958 состоялись первые всесоюзные соревнования, первым абсолютным чемпионом страны стал Ф. Белушкин. Чемпионаты СССР по В. с. проводились ежегодно. Им предшествовали клубные, областные, республиканские, зональные, ведомственные состязания. Руководство В. с. и организация соревнований в стране были возложены на ЦК ДОСААФ (с 1991 на Союз Оборонных спортивно-технических обществ). Спортсмены выступали на вертолётах отечественного производства — Ми-2, Ка-26. В 1965 В. с. включен в программу Спартакиад народов СССР. На восьмой Спартакиаде народов СССР в 1983 вертолётчики 21 раз улучшили мировые достижения. Подготовка спортсменов по В. с. проводилась в тех организациях ДОСААФ, где имелось вертолётное звено. На 1 января 1991 подготовлено 1260 мастеров спорта СССР, мастеров спорта СССР международного класса, шестерым присвоено звание заслуженного мастера спорта СССР.

Первый чемпионат мира состоялся в ФРГ в 1971. Во 2-м чемпионате мира в Великобритании (1973) впервые приняли участие советские спортсмены. Абсолютным чемпионом мира стал А. В. Капралов, а Т. Н. Егоркина признана лучшей вертолетчицей планеты. Крупного успеха советские вертолётчики добились на 3-м чемпионате мира, проведённом в СССР (г. Витебск, 1978); ими завоёвано 38 медалей из 42 разыгрывавшихся. Абсолютными чемпионами мира стали Л. Ф. Приходько и В. Л. Смирнов. На 4-м чемпионате мира в Польше (1981) сборная команда СССР заняла 4-е место. 5-й чемпионат мира проходил в Великобритании (1986), где выступил и награждён специальным призом экипаж в составе Н. А. Варичевой и О. А. Шевелёвой. На 6-м чемпионате мира во Франции (1989) команда СССР заняла 2-е место, а чемпионами стали советские спортсмены С. Д. Дербасов и А. Д. Уланов. Всего на 1 января 1991 советским спортсменам принадлежало 47 мировых рекордов из 123, зарегистрированных Международной авиационной федерацией (США — 49, другие страны — 27). См. статью Рекорды авиационные.

А. П. Колядин, А. Ф. Бесфамильный, Г. П. Поляков.

Вертолёты Ми-2 на соревнованиях.

Вершинин Константин Андреевич (1900—1973) — советский военачальник, Главный маршал авиации (1959), Герой Советского Союза (1944). В Советской Армии с 1919. Окончил пехотные командные курсы (1920), курсы “Выстрел” (1923), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1932; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского), курсы лётчиков (1935). Участник Гражданской и Великой Отечественной войн. В ходе последней был командующим военно-воздушным сил ряда фронтов и воздушных армий, затем главнокомандующим и заместителем главнокомандующего военно-воздушных сил (1946—1951), командующий войсками противовоздушной обороны страны (1953—1954), главнокомандующим военно-воздушными силами (1957—1969). Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1950, 1954—1970, Награждён 6 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 3 орденами Красного Знамени, 3 орденами Суворова 1-й степени, орденами Суворова 2-й степени, Отечественной войны 1-й степени, медалями, а также иностранными орденами. Портрет смотри на стр. 134.

Соч.: Четвертая воздушная, М., 1975.

К. А. Вершинин.

весовая компенсация — уравновешивание органа управления относительно его оси вращения для устранения возможности возникновения нежелательных его вибраций (см. Флаттер, Бафтинг) либо дополнительных моментов от инерционных сил. На практике В. к. осуществляется установкой дополнительного груза впереди оси вращения органа управления. Например, для органа управления с осевой аэродинамической компенсацией такой дополнительный груз размещают внутри элементов осевой компенсации.

весовая отдача летательного аппарата — безразмерная величина, равная отношению нагрузки летательного аппарата к его взлётной массе; один из критериев совершенства летательного аппарата. При вычислении В. о. в качестве взлётной массы обычно принимают расчётную взлётную массу, то есть ту, при которой прочность летательного аппарата полностью удовлетворяет требованиям Норм лётной годности. В соответствии с классификацией нагрузок различают В. о. полную (в качестве нагрузки берётся полная нагрузка), коммерческую, топливную и т. п. При этом соотношения между различными видами В. о. существенно зависят от типа летательного аппарата и его назначения.

В. о. как критерий оценки летательного аппарата появилась практически одновременно с зарождением авиации и широко использовалась при сравнении различных летательных аппаратов. Однако по мере совершенствования методов сравнения характеристик и эффективности летательных аппаратов значение этого критерия уменьшилось. Например, путём установки механизмов уборки шасси удаётся повысить скорость, экономичность и производительность летательного аппарата, хотя В. о. при этом уменьшается.

весовой контроль — система показателей и мероприятий, предназначенная для обеспечения соответствия массы изготовленного летательного аппарата массе, утверждённой при его проектировании. В. к. вступает в действие с началом выпуска рабочих чертежей и охватывает все этапы дальнейшей разработки, постройки и испытаний летательного аппарата в целом и комплектующих изделий на смежных предприятиях, а также на этапе внедрения летательного аппарат в серийное производство. В процессе В. к. установленные на основе весовых расчётов лимиты масс систематически сравниваются с текущими массами, представляющими собой сумму фактических масс изготовленных и взвешенных элементов летательного аппарата, “чертёжных масс” ещё не изготовленных элементов летательного аппарата и лимитных масс элементов летательного аппарата, на которые ещё не выпущены рабочие чертежи. Таким образом оперативные прогнозы массы летательного аппарата в виде текущих масс систематически уточняются со всё возрастающей степенью достоверности по мере создания и производства летательного аппарата, а сравнение их с проектной массой позволяет своевременно выявлять возможные перетяжеления и в случае необходимости принимать меры к снижению массы создаваемого изделия, агрегата или конструктивного элемента летательного аппарата, корректировать центровку и моменты инерции летательного аппарата.

Разработаны автоматизированные системы весового контроля, охватывающие все этапы разработки и постройки летательного аппарата на головном предприятии и разработку комплектующих изделий в смежных организациях, реализация которых позволяет более оперативно и с большой точностью контролировать массу летательного аппарата и его элементов, автоматизирование проводить расчёты центровок и моментов инерции летательного аппарата.

Лит.: Шейнин В. М., Козловский В. И., Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов, 2 изд., М., 1984.

В. В. Кронштадтов.

весовой расчёт летательного аппарата — определение массы летательного аппарата в целом, его агрегатов, систем и элементов в процессе проектирования летательного аппарата. В зависимости от стадии проекта и целей расчёта различают В. р. проектировочный и исполнительный.

Проектировочный В. р. — прогноз наиболее вероятного значения массы проектируемого летательного аппарата или его частей в зависимости от параметров летательного аппарата, требований к нему, расчётных нагрузок, характеристик используемых материалов и т. п. Целью проектировочного В. р. является также определение влияния того или иного параметра летательного аппарата или технического решения на массу летательного аппарата. При разработке методики проектировочного В. р. используют статистические или физические расчётные модели. Теоретической основой статистических расчётных моделей служат методы теории подобия и математической статистики (регрессионный анализ). Статистические зависимости могут дать прогнозируемое значение массы летательного аппарата или его агрегата, отклоняющееся от фактической не более чем на 5—10% если параметры и технический уровень проектируемого летательного аппарата соответствуют параметрам и уровню летательного аппарата, входящих в располагаемый статистический массив. Физические расчётные модели отражают структурно-функциональный состав проектируемого летательного аппарат и предполагают поэлементное определение массы летательного аппарата. Физическая расчётная модель для определения массы планёра летательного аппарата включает соотношения для приближённого расчёта нагрузок, действующих на агрегаты планёра, напряженно-деформированные состояния основных силовых элементов, критериев прочности типовых конструктивных элементов. Основным достоинством физических расчётных моделей является более точный учёт влияния параметров летательного аппарата и используемых технических решений на массу летательного аппарата, однако такие модели не могут быть универсальными по отношению к классу летательных аппаратов.

Исполнительный В. р. проводится на стадии рабочего проектирования и состоит в расчёте массы деталей по их размерам, заданным в рабочих чертежах, и суммировании масс отдельных деталей и узлов для получения массы агрегатов и летательного аппарата в целом. Для выполнения последней операции широко применяется автоматизированная система весового контроля.

Лит.: Зинин Л. С., Весовой расчет самолета М., 1941; Шейнин В. М., Козловский В. И., Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов, 2 изд., М.. 1984.

В. В. Лазарев, В. М. Шейнин,

весовые характеристики летательного аппарата — характерные значения массы летательного аппарата или его частей, используемые при его проектировании, изготовлении, эксплуатации или оценке летно-технических характеристик летательного аппарата, Различают 4 основные группы В. х.: значения массы летательного аппарата, используемые при формировании технического задания и проектировании летательного аппарата (например, проектная масса, лимитная масса); предельные значения массы летательного аппарата, определяющие его прочность (например, расчётная полётная масса); предельные значения массы летательного аппарата и его частей, используемые в эксплуатации летательного аппарата (например, максимальная взлётная масса, максимальная масса топлива); относительные значения массы частей летательного аппарата, характеризующие весовой баланс летательного аппарата. Перечень В. х. и их определения устанавливаются соответствующими стандартами. Определяются В. х. по результатам весового расчёта или путём взвешивания готового летательного аппарата или его частей в соответствии с классификацией массы летательного аппарата.

вестибулярная тренировка — комплекс методов, обеспечивающих повышение переносимости человеком действия вестибулярных раздражений. В. т. подразделяется на активную и пассивную. Под активной В. т. понимается комплекс гимнастических упражнений, включающих упражнения на спортивных снарядах, прыжки на батуте, плавание и т. д. При пассивной В. т. человек подвергается вестибулярным раздражениям, находясь на экспериментальном стенде (во вращающемся кресле, на центрифуге и т. п.). При подготовке лётчиков и космонавтов используются как активная, так и пассивная В. т.

“Вестник противовоздушной обороны” — ежемесячный журнал Войск противовоздушной обороны. Издаётся с 1931. С конца 1940 издание журнала было временно прекращено и возобновлено с апреля 1958. Публикуются материалы по вопросам воспитания личного состава, боевой подготовки, тактики зенитных ракетных войск, истребительной авиации и радиотехнических войск, эксплуатации и совершенствования имеющейся на вооружении техники, истории войск противовоздушной обороны. Освещаются также вопросы развития средств воздушного и космического нападения, радиоэлектроники и ракетной техники за рубежом.

весы аэродинамические —установка или система для измерения составляющих аэродинамических сил и моментов, действующих на модель в аэродинамической трубе. Каждая составляющая воспринимается отдельным измерительным каналом — компонентом. В. а. могут иметь от одного до шести компонентов. По принципу действия В. а. подразделяются на механические и электрические (тензометрические).

Механические В. а. состоят из жёсткой рамы (расположена за границами потока аэродинамической трубы) и связанных между собой рычажных систем, удерживающих её в положении равновесия; выходные звенья рычажных механизмов соединены с измерительными приборами. Модель устанавливается на раме с помощью стоек или растяжек; имеется также механизм дистанционного изменения углов установки модели. В процессе эксперимента усилие, развиваемое выходным звеном какой-либо. рычажной системы, пропорционально одноимённой составляющей аэродинамической силы или момента, действующей на модель. Измерение усилия осуществляется при помощи автоматических коромысловых весовых элементов с подвижными грузами либо электрическими динамометрами. В том и другом случаях значение усилия преобразуется в электрический сигнал с целью его регистрации и дальнейшей обработки на электронно-вычислительной машине. Полный диапазон измерения механических весов разбивается на ряд поддиапазонов. Погрешность весов, приведённая к поддиапазону, ~0,05%.

Электрические В. а. состоят из упругого тела, чувствительных элементов и преобразователей деформации чувствительных элементов (обычно тензорезисторных) в электрический сигнал. Чувствительные элементы выполнены вместе с телом и ориентированы так, чтобы деформация элемента, вызванная соответствующей составляющей аэродинамической силы или момента, была максимальной. Различают два типа электрических В. а. — с вынесенными чувствительными элементами и с элементами, расположенными внутри модели. Для измерения всего диапазона возможных значений составляющих аэродинамической силы и момента, реализуемых в данной аэродинамической трубе, обычно требуется ряд В. а. Погрешность электрических В. а., приведённая к диапазону, составляет 0,3—0,5%.

Показания В. а. связаны с составляющими аэродинамической силы и момента многочленными уравнениями — так называемыми рабочими формулами. В рабочую формулу компонента входят его собственно показания и показания других компонентов с соответствующими коэффициентами, определяемыми на специальных градуировочных стендах.

До конца 40-х гг. в основном применялись механические В. а., с 50-х гг, значительное развитие получили электрические весы. См. также Измерения аэродинамические.

Лит.: Горлин С. М., Слезингер И. И., Аэромеханические измерения, М., 1964.

В. В. Богданов.

ветер — движение воздуха в атмосфере, почти параллельное земной поверхности. Обычно под В. подразумевается горизонтальная составляющая этого движения. Иногда говорят о вертикальной составляющей В., но она, как правило, значительно меньше горизонтальной (значительна только в системе грозовых облаков, в горах и других особых случаях).

Возникает В. вследствие неравномерного горизонтального распределения атмосферного давления под действием так называемого барического градиента G (см. рис.). Вместе с возникновением движения воздуха на него начинают действовать отклоняющая сила вращения Земли A (сила Кориолиса), трение R и центробежная сила (при криволинейных траекториях).

На высотах, превышающих 1000 м, В. во всех районах Земли (за исключением экватора) близок к геострофическому, то есть вычисленному в предположении, что силы, действующие на поток воздуха (барическая градиента и Кориолиса), взаимно уравновешиваются (геострофический В. направлен по прямолинейным изобарам, отклоняясь от направления барического градиента вправо в Северном полушарии и влево в Южном); в районе экватора, где сила Кориолиса равна нулю, движение воздуха происходит под действием градиента давления. В слое ниже 1000 м существенно влияние трения, поэтому В. отклоняется от изобары в сторону низкого давления; значение угла отклонения зависит от характера подстилающей поверхности, высоты, а также изменяется со временем. В реальной атмосфере ускорения движения и связанные с ними отклонения В. от геострофического малы, однако они имеют важное значение в развитии (и разрушении) атмосферных возмущений — циклонов и антициклонов. При криволинейных траекториях движения воздуха возникает центробежная сила, и установившееся движение (без трения) обусловливается сочетанием трёх сил; такой В. называется циклострофическим или градиентным. Данное сочетание будет различным в циклоне и антициклоне. Сила Кориолиса в Северном полушарии действует вправо по отношению к вектору скорости В., поэтому в циклоне В. направлен против часовой стрелки, а в антициклоне — по часовой. В Южном полушарии направление В. в циклонах и антициклонах противоположны тому, что наблюдается в Северном.

Скорость и направление В. всегда в большей или меньшей степени колеблются, что связано с атмосферной турбулентностью. Наблюдается также хорошо выраженное суточное изменение В. Среднее распределение В. над земной поверхностью тесно связано с глобальным полем атмосферного давления и представляет, по существу, атмосферную циркуляцию. В приземном слое характеристики В. измеряются анемометром или флюгером, для определения направления В. применяется также матерчатый ветровой конус. В свободной атмосфере В. измеряется при аэрологическом зондировании.

Для оперативной информации о фактической погоде в аэропортах направление В. приводится в градусах с округлением до ближайшего десятка. Если магнитное склонение составляет 10{{°}} и более, вводится поправка. При положительном магнитном склонении поправка вычитается, при отрицательном — прибавляется, а перед обозначением направления В. приводится слово “магнитный”. При порывистом В. указывается значение максимального порыва.

Наиболее существенно В. влияет на взлёт и посадку летательного аппарата. В зависимости от скорости В. изменяется длина разбега и пробега по взлётно-посадочной полосе. Например, длина разбега уменьшается примерно на 25% по сравнению со штилем при скорости отрыва самолёта 240 км/ч и скорости встречного В. 25—30 км/ч. Пробег самолёта при попутном В. увеличивается. При боковом В. затрудняются взлёт и особенно посадка самолётов. Для каждого типа самолётов устанавливается предельно допустимая скорость бокового В., при которой возможны взлёт и посадка. При выполнении взлёта и посадки опасны большие значения сдвига ветра. При полётах в зонах тропосферных струйных течений при скорости В. 150—250 км/ч максимальные углы сноса для дозвуковых самолётов могут превышать 10—15{{°}}, а отношение скорости В. к скорости самолёта достигает 0,2—0,3.

Лит.: Баранов А. М., Солонин С. В., Авиационная метеорология, 2 изд., Л., 1981.

Прямолинейное равномерное движение воздуха при наличии силы трения: G — сила барического градиента; A — отклоняющая сила вращения Земли; R — сила трения; W — ветер; p = const — изобара.

Ветчинкин Владимир Петрович (1888—1950) — советский учёный в области аэродинамики, прочности авиаконструкций, динамики полёта самолётов и ракет, теории воздушных винтов, доктор технических наук (1938), профессор (1927), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1946). Окончил Императорское техническое училище (ныне Московский государственный технический университет) в 1915. Ученик Н. Е. Жуковского, первый русский дипломированный авиационный инженер. Руководил рядом научных подразделений Центрального аэрогидродинамического института (1918—1950), преподавал в Московском высшем техническом училище, Московском авиационном институте, Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского. Председатель технического комитета Всесоюзных планёрных состязаний в Крыму (1929—1935). Научную деятельность В. начал в 1910, застенографировав и подготовив к печати (совместно с Н. Г. Ченцовым) курс лекций Жуковского “Теоретические основы воздухоплавания” (1911 — 1912). В работах по вихревой теории винта (1913—1940) В. дал в общей постановке решение вариационной задачи о наивыгоднейших гребных винтах. В. — один из создателей научных основ динамики полёта самолёта, изложенных и развитых в монографиях “Динамика полёта” (1927), “Динамика самолёта” (1933) и в ряде статей (1918—1946). Ряд работ В. посвящён расчёту самолёта на прочность, динамике ракет и реактивных самолётов, авиационной астрономии, Государственная премия СССР (1943). Награждён 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды. Именем В. назван кратер на Луне.

Соч.: Избр. труды, т. 1—2, М., 1956—1959.

В. П. Ветчинкин.

взлет — разбег самолёта до скорости отрыва и этап полёта до момента достижения скорости, высоты и конфигурации самолёта, необходимых для начала полёта по маршруту. Для пассажирских самолётов Нормы лётной годности гражданских самолётов СССР (НЛГС) устанавливают высоту начала полёта по маршруту не менее 400 м над уровнем ВПП. В. самолёта осуществляется по возможности против ветра. Попутный ветер увеличивает потребную для В. длину взлётно-посадочной полосы и аэродрома. Боковая составляющая ветра затрудняет выполнение В., и для каждого типа самолёта существует её предельно допустимое значение (более 5 м/с для пассажирских полетов). Выделяют три характерных этапа воздушного участка В.; 1-й этап — набор высоты 10,7 м над торцом взлётно-посадочной полосы с разгоном до безопасной скорости В., 2-й — набор высоты 120 м с разгоном до скорости начала набора высоты, которая не менее чем на 8% превосходит значение безопасной скорости В., 3-й — набор высоты не менее 400 м с разгоном до безопасной скорости полёта в полётной конфигурации. Переход самолёта из взлётной конфигурации в полётную происходит в несколько приёмов. Уборка шасси начинается на высоте 3—5 м над уровнем взлётно-посадочной полосы. Уборка предкрылков и закрылков для тяжёлых самолётов допускается только на 3-м этапе взлёта. Для манёвренных самолётов допускается начинать уборку механизации крыла на высоте 50—60 м. Скорость самолёта на всех этапах В. должна на 20—30% превышать скорость сваливания, причём изменение конфигурации самолёта допускается, если скорость не менее чем на 20% превосходит скорость сваливания в измененной конфигурации. Уменьшение скорости в процессе В. не допускается. В. осуществляется с непрерывным увеличением высоты. Минимальные углы наклона траектории самолёта на разных этапах В. зависят от числа установленных на нем двигателей и определяются НДГС. В целях сокращения взлётной дистанции и повышения безопасности В. осуществляется при максимальном режиме работы двигателей.

Лит.: Котик М. Г., Динамика взлета и посадки самолетов, М., 1984; Нормы летной годности гражданских самолетов СССР, 3 изд., [б. м.], 1984.

А. В. Климин.

взлётно-посадочная полоса (ВВП) — часть аэродрома, входящая в качестве рабочей площади в состав лётной полосы (см. рис.), взлётно-посадочная полоса представляет собой специально подготовленную и оборудованную полосу земной поверхности с искусственным (ИВВП) или грунтовым (ГВВП) покрытием, предназначенную для обеспечения взлёта и посадки летательных аппаратов.

ВВП подразделяются на главные, имеющие наибольшую длину, и вспомогательные. Основные характеристики ВВП: длина, категория нормативной нагрузки аэродромного покрытия, ширина, средний уклон поверхности и превышение над уровнем моря. Длина ВВП является определяющим элементом при установлении класса аэродрома. Направление и расположение ВВП выбираются с учётом направления господствующих ветров, рельефа местности, расположения препятствий на приаэродромной территории, перспективы развития застройки ближайших населённых пунктов и других факторов. Фактическая. длина ВВП для конкретного аэродрома зависит от географических и климатических условий местности и устанавливается с учётом превышения над уровнем моря и расчётной местной температуры, то есть факторов, влияющих на мощность (тягу) двигателей и длину разбега. Рядом с ИВВП обычно располагается примыкающая к ней вплотную вдоль боковой границы запасная ГВВП. Для обеспечения разворота летательного аппарата на 180{{°}} при наличии одной примыкающей рулёжной дорожки в конце ВВП устраиваются уширения, имеющие размеры (с учётом ширины ИВВП) 80—40 м в зависимости от класса аэродрома.

Для увеличения пропускной способности аэропорта и повышения регулярности полётов сооружаются вторые параллельные ВВП. При отсутствии возможности параллельного расположения вторая ВВП может располагаться под углом к первой, не пересекая её (непересекающиеся ВВП) или пересекать первую ВВП в конце её или посредине (пересекающиеся ВВП),

Поверхность ВВП и прилегающих территорий аэродрома имеет определенные ограничения по уклонам для обеспечения нормальной эксплуатации летательных аппаратов, а также для стока ливневых и талых вод. Сопряжения грунтовых участков с искусственными покрытиями должны быть плавными для обеспечения безопасности в случае схода летательного аппарата с покрытий при разбеге, пробеге или рулении.

В. С. Кияшко.

Лётная полоса; 1 — ВВП с искусственным покрытием; 2 — грунтовая ВВП; 3 — боковые полосы безопасности; 4 — концевые полосы безопасности; 5 — магистральная рулёжная дорожка; 6 — соединительная рулежная дорожка; 7 — вспомогательная рулежная дорожка.

взлётно-посадочные характеристики — комплекс летно-технических характеристик летательных аппаратов, обеспечивающих безопасное, (по условиям устойчивости и управляемости) выполнение взлёта и посадки и определяющих потребные размеры аэродрома. Для самолётов основные В.-п. х. включают: длину разбега; скорость отрыва; взлётную дистанцию — расстояние по горизонтали, проходимое самолётом от точки старта до набора некоторой нормированной высоты, например, 10,7 м по Нормам лётной годности гражданских самолётов СССР (НЛГС); посадочную дистанцию — расстояние по горизонтали, проходимое самолётом от начала посадки (с высоты 15 м по НЛГС) до полной его остановки; посадочную скорость; длину пробега по взлётно-посадочной полосе. В.-п. х. рассматриваются для нормальных условий взлёта и посадки, при нормированном. (по скорости и направлению) ветре, а также при отказе двигателя критического (см. также Скорость принятия решения, Сбалансированная длина ВВП). Требования к В.-п. х. являются важной составной частью технических требований к летательному аппарату и обеспечиваются выбором рациональных (зависящих от его назначения) основных проектировочных параметров (тяговооружённости, удельной нагрузки на крыло и др.) и различными конструктивными мерами — применением механизации крыла, тормозных парашютов, реверсирования тяги силовой установки (см. Реверсивное устройство. Реверсирование винта), тормозов самолёта, ускорителей (в особых случаях).

взмывание —см. в статье Посадка.

взрыватель — информационно-логическое автоматическое устройство для подрыва боеприпаса в оптимальный для поражения цели момент, а также для обеспечения его безопасности при хранении, транспортировке, служебном обращении и на полёте к цели. В общем случае включает датчики цели (преграды), схему распознавания (например, цели на фоне помех) с малым временем обработки информации и принятия решения, системы выдачи команд управления действием боеприпаса и подрыва, а также системы предохранения (могут иметь несколько ступеней предохранения и взведения). При этом снятие ступеней предохранения и взведение В. происходят от действия одного или несколько физических факторов (например, значения перегрузки) или команд при нормальном движении боеприпаса и на расстоянии, обеспечивающем безопасность носителя, пусковой установки и т. д.

По расположению на боеприпасе В. подразделяются на головные, донные, боковые, центральные и комбинированного расположения; по принципу действия — на контактные, неконтактные, дистанционные (обеспечивают подрыв боеприпаса в заранее заданной точке его траектории без взаимодействия с целью), командные (срабатывают по команде с земли, носителя) и комбинированного действия.

Контактные В. подрывают боеприпас при его соприкосновении с целью (преградой). По способам и устройствам инициирования могут быть механическими, электромеханическими, пьезоэлектрическими и др.; по конструкции — реакционными (подрывают боеприпас под действием сил реакции преграды), инерционными (реагируют на силу инерции, возникающую при встрече боеприпаса с целью) и реакционно-инерционными. Неконтактные В. срабатывают в результате взаимодействия с целью без соприкосновения с ней боеприпаса. Подразделяются на активные, реагирующие на отражённое от цели собственное излучение взрывателя; полуактивные, принимающие отражённые от цели сигналы внешнего источника; пассивные, воспринимающие излучаемую целью энергию. По виду используемой неконтактными В. энергии различают радиовзрыватели, оптические, акустические, магнитные и др. Поскольку в процессе функционирования неконтактные В. определяют скорость сближения с целью, угол пеленга, дальность до цели, высоту боеприпаса над целью и т. п. параметры, то они позволяют обеспечить высокую боевую эффективность боеприпаса путём рационального согласования зоны чувствительности В. с зоной поражения боевой части.

В зависимости от назначения различают В., предназначенные для комплектации артиллерийский боеприпасов, авиабомб, неуправляемых реактивных снарядов и управляемых ракет. В. современных авиационных ракет и артиллерийский снарядов, как правило, содержат самоликвидаторы, а В. авиабомб, предназначенных для бомбометания с малых высот, — дополнительную огневую цепь, обеспечивающую подрыв авиабомбы после встречи с целью (преградой) с замедлением, обеспечивающим удаление носителя на безопасное расстояние. Масса В. в зависимости от типа боеприпаса и решаемых задач может быть от десятков т до нескольких кг.

Ю. И. Краснощёков.

вибрации двигателя (от латинского vibratio — колебание) — механические колебания двигателя или отдельных его узлов и деталей (в узком смысле — механические колебания его роторов и корпусов). Основное значение имеют В. д. с частотой вращения его роторов (роторные вибрации), которые вызываются передающимися на корпуса переменными силами от вращающихся неуравновешенных масс роторов. Источниками вибраций с различными частотами могут быть также аэродинамическая неуравновешенность роторов, пульсации давления в газовоздушном тракте и в топливной системе, зубчатые передачи, подшипники и пр. Повышенные вибрации корпусов могут приводить к появлению усталостных разрушений самих корпусов или крепящихся к ним трубопроводов и агрегатов, вибрации роторов — к разрушению подшипников, нарушению работы лабиринтных уплотнений и пр.

В. д. существенно зависят от частоты вращения роторов, достигая наибольших значений на режимах, где частоты вращения какого-либо ротора совпадают с одной из собственных частот колебаний связанной динамической системы ротор — корпус двигателя. Такие частоты вращения называют критическими. Для уменьшения вибрации проводят частотную отстройку двигателя от резонансов на наиболее напряженных режимах путём изменения массовых и жёсткостных характеристик системы или введения упругих опор, а также увеличивают рассеяние энергии введением гидравлических или механических демпфирующих элементов в опоры.

Измерение вибрации (вибрографирование) проводится на всех двигателях как при стендовых испытаниях, так и в эксплуатации, что позволяет при серийном производстве выявлять отступления в технологии изготовления и сборки двигателя, а в эксплуатации — обнаруживать на ранней стадии появление некоторых дефектов или выдавать своевременный сигнал о начале разрушения (вибродиагностика).

Лит.: Вибрации в технике, Справочник, т. 3, М., 1980; Карасев В. А., Максимов В. П., Сидоренко М. К., Вибрационная диагностика газотурбинных двигателей, М., 1978; Динамика авиационных газотурбинных двигателей, М., 1981.

Б. Ф. Шорр.

вибрационное горение — вид неустойчивого горения, характеризуемый автоколебаниями газа в камере сгорания двигателя. Причина В. г. — чувствительность смесе-, вихреобразования и горения к колебаниям газа в камере. Источниками энергии автоколебаний служат тепловая и кинетическая энергии топлива и воздуха, поступающих в камеру. Обычно автоколебания имеют чёткую периодичность. Частота высокочастотных колебаний близка к одной из собственных частот звуковых колебаний газа в камере, частота низкочастотных колебаний существенно ниже наименьшей собственно частоты. Часто под низкочастотными колебаниями понимают несколько низших форм собственно продольных колебаний газа. Автоколебания возбуждаются, когда колебания скорости тепловыделения и приращения массы газа при горении жидкого топлива совершаются с частотой колебаний давления газа и имеют требуемые фазовые сдвиги относительно них.

В. г. сопровождается резким увеличением шума, срывами пламени, разрушением камеры, выходом из строя отдельных узлов и агрегатов двигателя. Работа камер сгорания авиадвигателей на режиме В. г. недопустима. Меры по подавлению В. г. основаны на увеличении затухания колебаний и уменьшении интенсивности их генерации.

Лит.: Раушенбах Б. В., Вибрационное горение, М., 1961.

виброизмерения — экспериментальное определение физических величин, характеризующих различные колебательные процессы или динамические свойства систем с помощью виброизмерительных средств. В. производятся, например, при лётных испытаниях летательных аппаратов для определения действующих на конструкцию внешних нагрузок, при наземных резонансных испытаниях конструкций для определения характеристик их собственных колебаний, при испытаниях моделей в аэродинамических трубах для определения границы области устойчивости. При этом измеряются силы, моменты сил, давление, перемещения, скорости и ускорения точек конструкции, деформации и напряжения. В зависимости от принятых математических моделей одномерных, вибропроцессов и характера решаемых задач непосредственно могут измеряться мгновенные и пиковые значения сил, деформаций и т. п., частоты, амплитуды и фазы отдельных гармоник (их действительные и мнимые составляющие), частотные спектры, средние и среднеквадратичные значения, автокорреляционные функции или автоспектральные плотности.

При изучении динамических свойств многомерных систем (например, авиационных конструкций) измеренные во многих точках параметры одномерных вибраций подвергаются вторичной обработке для определения характеристик собственных колебаний (частот, форм, коэффициент демпфирования и обобщённых масс), матричных частотных характеристик (динамических податливостей и жёсткостей) и матричных спектральных характеристик (взаимных корреляций функций или взаимных спектральных плотностей).

К техническим средствам В. относятся виброизмерительные преобразователи, виброизмерительные приборы и специальные измерительные виброкомплексы (ИВК). Виброизмерительные преобразователи, состоящие из вибродатчиков и виброизмерителей, усилителей, служат для преобразования вибраций различной природы в электрические сигналы. В состав виброизмерительного преобразователя могут входить также фильтры, обеспечивающие формирование выходных сигналов в заданной полосе частот. Основными характеристиками виброизмерительного преобразователя являются коэффициент чувствительности (функция преобразования), допустимые значения амплитудных и фазовых искажений в рабочем диапазоне частот, масса вибродатчика. В практике виброиспытаний летательных аппаратов наибольшее распространение получили вибродатчики ускорения (акселерометры), угловых вибраций и деформаций (на основе тензодатчиков). Применяются также вибродатчики сил, моментов и давлений. Виброизмерительные приборы и специальные ИВК служат для регистрации сигналов с виброизмерительных преобразователей и их последующей обработки для определения искомых параметров вибраций или динамических характеристик исследуемых систем. При определении параметров одномерной вибрации широко используются частотомеры, фазометры, велосиметры, анализаторы гармоник и спектра, электронные и шлейфовые осциллографы, перьевые самописцы. Параметры многомерной вибрации или сложных систем определяются с помощью специальных ИВК. В практике испытаний летательных аппаратов используются специальные ИВК для определения характеристик собственных колебаний конструкций, передаточных функций систем автоматического управления, для вибропрочностных испытаний и др.

В состав современных специальных ИВК входят программируемые усилители и фильтры, быстродействующие системы сбора данных, аппаратные средства быстрого преобразования Фурье, электронно-вычислительные машины, в том числе персональные, с набором периферийных устройств для накопления, хранения и графического представления данных.

Лит.: Иориш Ю. И., Виброметрия, 2 изд., М., 1963; Приборы и системы для измерения вибрации, шума и удара. Справочник, под ред. В. В. Клюева, кн. 1—2, М., 1978; Вибрации в технике. Справочник, под ред. М. Д. Генкина, т. 5, М., 1981.

Б. А. Логунов.

виброперегрузка — физическая величина, характеризующая нагрузку, действующую на механическую систему и физические тела при колебаниях. Значение В. nв равно значению виброускорения aв, выраженному в единицах ускорения свободного падения: nв = aв/g. В. характеризует, например, нагрузки при испытаниях изделий на случайную вибрацию, состояние элементов конструкций при бафтинге, флаттере и других явлениях, возможных при воздействии различного рода колебаний на конструкцию летательного аппарата (см. Аэроупругость).

вибропоглощающие покрытия в авиастроении — покрытия, наносимые на обшивки фюзеляжа летательного аппарата, панелей интерьера и бортового оборудования, стенок трубопроводов и кожухов для снижения шума, излучаемого ими в случае возбуждения резонансных колебаний во время полёта. В. п. обладают большим внутренним трением в полимерном вязкоупругом слое и ослабляют энергию изгибных колебаний конструкций, превращая её в теплоту, рассеиваемую в окружающее пространство. Поэтому В. п. могут также успешно применяться для повышения усталостной прочности вибронапряженных тонкостенных элементов авиационных конструкций. В. п. обычно состоят из двух и более армирующих слоев алюминиевый фольги и вязко-упругих полимерных прослоек. Полимерный слой, приготовленный на основе каучуков общего назначения, является самоклеющимся и обладает высокой адгезией практически ко всем металлам и пластмассам с твёрдыми сухими поверхностями. С помощью этого слоя покрытие и крепится к демпфируемой поверхности.

Основное требование, предъявляемое к авиационному В. п.,— демпфирование вибраций в широком диапазоне температур и частот при минимальной массе к толщине. В. п. можно накладывать на вибронапряжённые элементы конструкций как находящихся в эксплуатации изделий, так и строящихся вновь.

видимость, дальность видимости, — максимальное расстояние, с которого у поверхности земли видны и опознаются неосвещённые объекты (ориентиры) днём и освещённые объекты (световые ориентиры) ночью. В зависимости от направления наблюдения различают горизонтальную, вертикальную и наклонную В. В зависимости от места наблюдения различают В. на земле (В. в начале взлётно-посадочной полосы, в середине, конце и т. д.) и В. в полёте (В. наземных ориентиров при посадке, полёте по маршруту). В. объекта является функцией от прозрачности атмосферы, яркости объекта, уровня освещённости или яркости окружающего фона, угловых размеров объекта. В. в полёте определяется также и условиями наблюдения с летательного аппарата, скоростью его полёта и характеристиками зрения пилота. Так как в разное время суток характеристики освещённости разные, то различают В. днём, в сумерках и ночью.

Прямых методов измерения В. нет. В качестве характеристики В. применяется метеорологическая дальность видимости.

видимость на ВВП, дальность видимости на ВПП, — расстояние, в пределах которого пилот летательного аппарата, находящегося на осевой линии взлётно-посадочной полосы, может видеть маркировочные знаки на поверхности взлётно-посадочной полосы или огни, ограничивающие взлётно-посадочную полосу или обозначающие её осевую линию.

На аэродромах, оборудованными светосигнальными системами, при ограниченной видимости (например, 2000 м и менее) В. на ВВП рассчитывается по специальным таблицам, а при большей видимости за В. на ВВП принимается наблюдаемое значение метеорологической дальности видимости.

На аэродромах, не оборудованных светосигнальными системами, за дальность В. на ВВП принимается: при визуальных наблюдениях днём — видимость дневных ориентиров, в сумерках — видимость, определенная по световым или дневным ориентирам (в зависимости от того, какие дальше видны), ночью — видимость световых ориентиров; при инструментальных наблюдениях днем и в сумерках — измеренное значение видимости, ночью — измеренное значение видимости, переведенное по таблице в видимость по световому ориентиру.

В. на ВВП измеряют и сообщают потребителям (взлетающим или заходящим на посадку летательным аппаратам каждые 30 мин. При уменьшении дальности В. на ВВП до значения, определяемого минимумом погодным для данного аэродрома измерения дальности В. на ВВП и передача данных потребителям осуществляются каждые 15 мин. При дальнейшем уменьшении В. на ВВП измерения проводятся сразу же по поступлении запроса диспетчера.

визир, визирное устройство (немецкое viso, от латинского viso — смотрю), —устройство на борту летательного аппарата для обзора пространства, обнаружения, опознавания и сопровождения земных, надводных и воздушных объектов и целей. В зависимости от используемого диапазона длин волн В. подразделяются оптические, оптико-электронные и радиолокационные. Основные блоки В. (см.рис.) — иллюминатор или радиопрозрачный обтекатель, входной фокусирующий объектив или антенна, чувствительное приёмное устройство, передающее устройство, система стабилизации и управления угловым положением линии визирования, вычислители обработки сигналов и выработки данных, устройство индикации. В. может быть использован как самостоятельное устройство или в составе авиационного прицела, прицельных систем.

Обзор пространства, обнаружение, сопровождение объектов выполняются с помощью В. автоматически или при ручном управлении. Опознавание, как правило, осуществляется лётчиком-оператором (или штурманом) по изображению объекта, выведенному на индикатор. При сопровождении цели В. определяются относительные координаты объекта — углы визирования, дальность, их производные — угловые скорости, скорости сближения. Эти данные используются в прицельно-навигационной системе.

Тактико-технические характеристики В. включают: зоны действия по углам и дальности, возможность работы в различное время суток и в различных метеоусловиях, мгновенное поле зрения, время обзора пространства, точность сопровождения объектов, помехозащищённость, массово-габаритные данные. Оптические и оптико-электронные (телевизионные, тепловизионные, лазерные) В. имеют дальности порядка десятка километров, хорошее разрешение, обеспечивающее опознавание цели, но их характеристики существенно зависят от состояния атмосферы. Радиолокационные В. имеют значительный диапазон дальностей (вплоть до горизонта), практически не изменяют характеристик при сложных метеоусловиях, но обладают низкими разрешающими способностями, не обеспечивающими опознавание объектов по образу. См. также Бортовая радиолокационная станция.

А. Г. Зайцев.

Основные компоненты визирного устройства: 1 — обтекатель; 2 — фокусирующая антенна; 3 — система управления и стабилизации антенны; 4 — приёмник сигналов; 5 — вычислитель обработки сигналов; 6 — передача видеосигнала на индикатор летчика (оператора); 7 — вычислитель данных и управления; 8 — передача данных в бортовую вычислительную систему самолёта; 9 — подвод энергии; 10 — генератор; 11 — передатчик.

визуализация течений (от латинского visualis — зрительный) — приём, позволяющий наблюдать течение жидкости или газа непосредственно или с помощью оптического устройства. В. т. используется для установления качественных характеристик, в том числе наличия и формы областей отрыва пограничного слоя, вихрей и скачков уплотнения, спектра потока, состояния потока (ламинарное или турбулентное, стационарное или нестационарное). В аэродинамическом эксперименте для В. т. применяются методы подкрашенных струек, трассирующих частиц, нитей (“шелковинок”), капель жидкой плёнки, каолинового покрытия поверхностей, парового экрана (лазерного ножа), а также оптические методы исследования течений. Метод подкрашенных струек основан на введении в поток газа струек дыма (в поток воды — подкрашенной жидкости с плотностью, близкой к плотности воды, (рис. 1) через насадки, установленные перед моделью, или через отверстия в модели. Метод позволяет визуализировать линии тока. Метод трассирующих частиц, заключается во введении в поток газа небольших шариков (в поток воды — пузырьков водорода, образующихся при её электролизе); для В. т. на поверхности воды в бассейне или гидроканале используются алюминиевая пудра, пластмассовые шарики и т. д. Метод позволяет визуализировать области отрыва и вихри. Метод нитей (“шелковинок”, рис. 2), при котором нити (пучки нитей) прикрепляют к поверхности тела или к сетке, установленной в потоке, позволяет по изменению направления ориентации нитей определить спектр потока, наличие области отрыва пограничного слоя и её границы (при нестационарном течении нити колеблются). Метод капель заключается в нанесении перед опытом на поверхность тела специальной жидкости в виде капель (точек), которые затем размываются потоком. Метод позволяет не только визуализировать предельные линии тока, но и получить представление о распределении напряжения трения по поверхности тела. В методе жидкой плёнки визуализирующая жидкость равномерно наносится перед опытом на поверхность исследуемого тела: при отрывном течении плёнка утолщается у линии отрыва пограничного слоя и утоньшается у линии присоединения потока. Использование флюоресцирующей жидкости улучшает качество В. т. Добавление в жидкость твёрдых примесей (сажи, масла) позволяет визуализировать предельные линии тока. Метод каолинового покрытия основан на изменении скорости испарения жидкости при переходе ламинарного течения в турбулентное, на поверхность модели наносится каолиновое покрытие, которое перед каждым опытом пропитывается жидкостью, изменяющей цвет покрытия. Используется для визуализации области перехода. Для этой же цели может применяться метод термоиндикаторных покрытий (см. Тепловые измерения). В методе парового экрана (лазерного ножа) свет, сформированный в световую плоскость, рассеивается примесями, содержащимися в потоке газа или искусственно вводимыми в него (каплями воды, твёрдыми частицами и др.). Световая плоскость пересекает поток перпендикулярно вектору скорости или в другом выбранном направлении. Вследствие рассеяния света частицами получается изображение потока, которое регистрируется фото- или киноаппаратом. Поскольку концентрация частиц зависит от структуры потока, метод позволяет визуализировать скачки уплотнения, области отрыва и вихри. Эффективен при исследовании пространственных течений, когда оптические методы недостаточно эффективны. Использование лазеров позволяет улучшить качество В. т. и упростить оптическую систему, формирующую световую плоскость. Путём цифрового анализа чёрно-белых изображений и использования условных цветов для линий постоянной плотности почернения удаётся получить контрастные изображения потока.

В. Я. Боровой.

Рис. 1. Визуализация обтекания вертолёта при испытаниях в гидродинамической трубе ЦАГИ (метод подкрашенных струек)

Рис. 2. Визуализация обтекания крыла (метод “шелковинок”).

“Виккерс” [Vickers (Aviation) Ltd] — самолетостроительная фирма Великобритании. Образована в 1928 на основе открытого в 1911 авиационного отделения кораблестроительной фирмы “Виккерс” как её дочернее предприятие. В том же году установила финансовый контроль над фирмой “Супермарин”. В 1938 перешла к концерну “Виккерс-Армстронг”, который в 1954 сконцентрировал авиационное производство на своём дочернем предприятии, вошедшем в 1960 в состав фирмы “Бритиш эркрафт корпорейшен” (БАК). В годы Первой мировой войны выпускала истребители серии F. B (рис. в табл. VI), в дальнейшем специализировалась на разработке и производстве бомбардировщиков, пассажирских и военно-транспортных самолётов. Ею созданы бомбардировщики “Вими” (первый полёт в 1917, на самолёте совершён ряд рекордных перелётов, в том числе в 1919 через Атлантический океан, см. рис. в табл. IX), “Виргиния” (1922), “Веллингтон” (1936, построено 11461, широко использовался во Второй мировой войне, см. рис. в табл. XIX), “Вэлиант” с четырьмя турбореактивными двигателями (1951), турбовинтовые пассажирские самолёты “Вайкаунт” (1948, построено 440, см. рис. в табл. XXX) и “Авангард” (1959). На фирме разработаны реактивные пассажирские самолёты VC 10 (рис. в табл. XXXIII) и “Супер” VC 10, выпускавшиеся фирмой БАК. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в табл.

В. В. Беляев, М. А. Левин.

Табл. — Самолёты фирмы “Виккерс”

Основные данные

Бомбардировщики

Пассажирские

"Вимн" MKII

"Вэлиант" B.Mk.1

"Вайкаунт" 810

"Авангард" 952

Первый полёт, год

1918

1951

1957

1960

Число и тип двигателей

2 ПД

4 ТРД

4 ТВД

4 ТВД

Мощность двигателя, кВт

268

-

1480

3720

Тяга двигателя. кН

-

44,5

-

-

Длина самолёта, м

13,27

33

26,11

37,45

Высота самолета, м

4,7

9,45

8,15

10,64

Размах крыла, м

20,73

34,85

28,56

35,96

Площадь крыла. м2

123

220

89,5

142

Взлётная масса, т:

 

 

 

 

 

 

 

 

нормальная

5,67

63,5

-

-

максимальная

-

70

39,89

64,45

Масса пустого самолета, т

-

-

18,75

37,42

Число пассажиров

-

-

71

139

Боевая (коммерческая) нагрузка, т

1,12

4,54

6,58

16,78

Максимальная дальность полета, км

1770

7240

2555

4100 (100 пасс.)

Максимальная скорость полёта, км/ч

165

910

575

680

Потолок, м

3200

16500

-

-

Экипаж, чел.

2—3

5

2—3

3—4

 

Виницкий Всеволод Владимирович (р. 1915) — советский лётчик-испытатель, мастер спорта СССР (1962). Окончил Николаевскую школу морских лётчиков имени С. А. Леваневского (1939). Участник Великой Отечественной войны. С 1950 на испытательной работе. Проводил заводские испытания вертолётов Ми-1, Ми-4. Исследовал флаттер несущего винта вертолётов. По разработанной им методике впервые в СССР В. выполнил на Ми-1 посадку с выключенным двигателем на режиме авторотации; первым освоил полёты на вертолёте в облаках, ночью, в условиях естественного обледенения; выполнил первый на вертолёте (Ми-1) дальний перелёт Москва — Петрозаводск — Москва. Разработал комплекс фигур высшего пилотажа и осуществил его на Ми-4 на воздушном параде в Тушине (1958). Награждён орденами Отечественной войны 1-й степени, Трудового Красного Знамени, медалями.

Табл. — Самолёты фирмы “Виккерс”.

 

Бомбарди

овщикн

Пассажирск

е

Основные данные

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

МкП

В. Мк. 1

810

952

Первый полёт, год .......

1918

1951

1957

I960

Число и тип двигателей .....

2 поршнев двигател

4 турбореактивн двигател

4 ТВД

4 ТВД

Мощность двигателя, кВт ....

268

 

 

1480

3720

Тяга двигателя. кН ......

 

 

44.Б

 

 

 

 

Длина самолёта, м .......

13,27

33

26,11

37,45

 

 

4,7

9.45

8,15

Ю.-64

Размах крыла, м ....... Площадь крыла. и! . . . . . . .

20.73 123

34,85 220

28,56 89,5

35,96

142

Взлётная масса, т:

 

 

 

 

 

 

 

 

нормальная ........

5,67

63,5

_

_

максимальная

70

39,89

64,45

Число пассажиров .......

~

18,75 71

37,42

139

Боевая (коммерческая) нагрузка, т

1.12

4.54

6,58

16,78

 

 

1770

7240

2555

4100 (100 пассажирск)

Максимальная скорость полёта,

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

165

910

575

680

Потолок, м .........

3200

16500

 

 

 

 

Экипаж, человек .........

2—3

5

2—3

3—4

винтовентилятор — см. в статье Воздушный винт.

винтовой самолёт — дозвуковой самолёт, на котором в качестве источника тяги используется воздушный винт. Для привода винта применяются поршневые или газотурбинные двигатели. В. с. могут быть как с тянущими, так и с толкающими винтами. В связи с возможностью изготовления относительно тонких и лёгких лопастей винтов из композиционных материалов в 1980-х гг. были развёрнуты экспериментальные и проектные работы по созданию самолётов, использующих в качестве движителя многолопастные высоконагруженные винты — винтовентнляторы, позволяющие получать необходимую тягу с сохранением высокого коэффициент полезного действия при полёте со скоростью, соответствующей Маха числу полёта М{{}} = 0,7—0,8.

винтокрыл — летательный аппарат вертикального взлёта и посадки, у которого подъёмная сила создаётся комбинированной несущей системой, состоящей из одного или двух несущих винтов и крыла. Иногда В. называют комбинированным вертолётом. Необходимая для горизонтального полёта сила тяги создаётся воздушным винтом или реактивным двигателем.

На вертолётах любой схемы горизонтальный полёт осуществляется благодаря наклону несущего винта (винтов) относительно горизонта. Для увеличения скорости требуется дополнительно наклонить ось несущего винта, а это приводит к увеличению лобового сопротивления и появлению срыва потока с лопастей несущего винта. Чтобы предотвратить срыв потока или сдвинуть его на большие скорости, необходимо разгрузить несущий винт в горизонтальном полёте и освободить его от функции движителя. Разгрузить несущий винт на больших скоростях полёта позволяет небольшое крыло, включаемое в конструкцию вертолёта, а освободить его от функций движителя — воздушный винт или реактивный двигатель. Совмещение в одном летательном аппарате несущего винта, неподвижного крыла и дополнительного движителя и создает В. Такой летательный аппарат с одним несущим винтом и двумя тянущими построен в Центральном аэрогидродинамическом институте И. П. Братухиным в 1936.

Вертикальный взлёт и посадка В., как и вертолёта, осуществляются с помощью несущих винтов. После разгона и набора скорости В. летит как самолёт. На максимальной скорости полёта 75—90% полётного веса В. воспринимает крыло. На режимах взлета и посадки система управления В. аналогична вертолётной, а в режиме поступательного полета — как самолётной, так и вертолётной.

В начале 50-х гг. американская фирма “Макдоннелл” построила экспериментальный В. XV-1 с одним реактивным несущим винтом и одним толкающим винтом. В конце 50-х гг. английской фирмой “Фейри” был построен транспортный В. “Ротодайн” (см. рис.) с одним реактивным несущим и двумя тянущими винтами; взлетная масса 17,7 т. Скорость горизонтального полета превышала 300 км/ч (несущие винты работали в режиме авторотации). Серийно В. не выпускались в основном из-за малой относительной массы поднимаемого груза.

В СССР экспериментальный В. Ка-22 (рис. в табл. XXVII) был создан в 1960 по поперечной схеме с двумя несущими винтами, двумя тянущими воздушными винтами (при больших скоростях полёта на них передавалась вся мощность двух турбовальных двигателей); на К-22 было установлено 8 мировых рекордов, в том числе официально зарегистрированный для этого класса летательного аппарата мировой рекорд скорости 356 км/ч.

Лит.: Бирюлин В. И., Винтокрыл Ка-22, “Крылья Родины”. 1980. №8.

В. А. Касьяников.

Транспортный винтокрыл “Ротодайн” фирмы “Фейри” (Великобритания).

винтокрылый летательный аппарат — летательный аппарат, у которого подъёмная сила создаётся одним или несколькими несущими винтами (иногда, кроме того, крылом), а пропульсивная сила — несущими винтами и специальными движителями (воздушными винтами или реактивными двигателями). К В. л. а. относятся автожиры, вертолёты, винтокрылы и преобразуемые аппараты (см. рис.). Главное достоинство В. л. а. — способность выполнять вертикальный взлёт и посадку, при этом В. л. а. с приводом мощности на несущий винт могут неподвижно висеть в воздухе. При отказе двигателей В. л. а., как правило, могут совершать посадку на режиме авторотации.

До начала XX в. работы над В. л. а. и самолетами шли параллельно. Вслед за полётами самолёта братьев Райт (1903) совершил первый взлёт вертолёт (Л. и Ж. Бреге и Ш. Рише, 1907). В 1923 был создан автожир (Х. Сиерва, который конструктивно значительно проще вертолёта. Опыт, накопленный при строительстве автожиров, позволил приступить в 30-х гг. к созданию работоспособных вертолетов.

Срыв потока и вредное влияние сжимаемости на лопастях несущего винта ограничивают скорость вертолёта, поэтому начиная с 50-х гг. предпринимаются многочисленные попытки создания В. л. а., новых типов, обладающих большей скоростью и дальностью полёта.

Первыми В. л. а. нового типа были комбинированные вертолёты-винтокрылы, не нашедшие широкого применения из-за малой весовой отдачи. Более перспективными оказались преобразуемые аппараты (конвертопланы). Созданы экспериментальные варианты таких машин, а в 80-х гг. начата разработка серийных образцов. Выполнены также проектные проработки некоторых других типов В. л. а. (с останавливающимся в полёте винтом-крылом, с убирающимся винтом и др.). К особому типу В. л. а. относятся летающие платформы строившиеся в 50—60-х гг.

Лит.: Ружицкий Е. И., Безаэродромная авиация, М., 1959.

О. П. Бахов.

Винтокрылые летательные аппараты: а — автожир; б — вертолёт; в — винтокрыл; г — преобразуемый аппарат.

винтомоторная установка (ВМУ) летательного аппарата — установка, создающая тягу, под воздействием которой винтовой летательный аппарат движется в требуемом направлении. ВМУ включает двигатель, воздушный винт, а также все узлы, агрегаты и системы, необходимые для её эффективной и надёжной работы.

вираж [французское virage, от virer — поворачивать (ся)] — фигура пилотажа: разворот летательного аппарата на 360{{°}} в горизонтальной плоскости по траектории с постоянным или переменным радиусом кривизны (см. рис.). Различают В. установившийся (с постоянной скоростью) и неустановившийся. Установившийся В. с постоянным креном без скольжения называется правильным, правильный В. при максимальной тяге силовой установки — предельным, В. с наименьшим радиусом разворота и с торможением — форсированным, В. с креном до 45{{°}} — мелким, с креном более 45{{°}} — глубоким.

Вираж.

вихревая дорожка, Кармана дорожка, — регулярная, расположенная в определенном порядке система дискретных завихренных элементов жидкости, которая образуется за плоским, плохообтекаемым телом, помещённым в однородный поток со скоростью V{{}}, на бесконечности. При малых Рейнольдса числах Re < = 30 обтекание такого тела происходит с образованием стационарной замкнутой срывной зоны в его кормовой части. При увеличении числа Re течение в следе за телом становится нестационарным, неустойчивым; это приводит к разрушению срывной зоны и отрыву завихренных элементов жидкости (вихрей) поочерёдно то справа, то слева (см. рис.). Вихри увлекаются потоком по течению, и на некотором расстоянии за телом образуются 2 ряда вращающихся в противоположных направлениях вихрей, движущихся со скоростью u < V{{}}. Расстояние между рядами равно h; в каждом ряду вихри расположены на расстоянии l один от другого. В реальных условиях В. д. образуется при умеренно малых числах Re (30 < Re < 300) с расположением вихрей в шахматном порядке.

Теоретический анализ В. д. в рамках модели идеальной несжимаемой жидкости был проведён Т. Карманом (1912). Было показано, что В. д. устойчива только для вихрей с расположением их в шахматном порядке при выполнении условия h/l = 0,2809. Это условие устойчивости очень близко к экспериментальным данным при обтекании водой кругового цилиндра (h/l = 0,282) и плоской пластины (h/l = 0,306). В рамках схемы обтекания тела с образованием В. д. была получена также формула для оценки сопротивления, содержащая две неопределенные постоянные. Результаты расчётов коэффициент сопротивления по формуле Кармана с постоянными, определёнными по экспериментальным характеристикам В. д., хорошо согласуются с данными измерений; круговой цилиндр соответственно 0,91 и 0,90, пластина — 1,61 и 1,44 или 1,56 (в различных экспериментах). Н. Е. Кочин (1939) показал, что и при выполнении условия Кармана В. д. всё-таки неустойчива, и, следовательно, это условие характеризует то расположение вихрей, которое обладает наименьшей неустойчивостью по сравнению со всеми другие расположениями вихрей.

В. А. Башкин.

Формирование и неустойчивость вихревой дорожки при различных значениях Re: a — Re = 51, б — Re = 87, в — Re = 130.

вихревая пелена — предельное состояние слоя вихрей, когда его толщина стремится к нулю таким образом, что циркуляция скорости по контуру элементарной площадки, ортогональной направлению распространения вихрей, стремится к некоторому постоянному значению Г. Из сказанного следует, что В. п. есть поверхность тангенциального разрыва. Физически образование В. п. связано с проявлением сил вязкости.

С понятием В. п. часто приходится иметь дело в различных задачах: динамики идеальной жидкости. Например, в крыла теории само крыло конечного размаха заменяется системой вихрей присоединённых, которые обеспечивают необходимую циркуляцию скорости вокруг профиля в сечении крыла. Поскольку циркуляция скорости по размаху крыла меняется, то с каждого элемента размаха крыла {{Δ}}z сходит вихрь свободный интенсивности {{Δ}}Γ и располагается за крылом вдоль линии тока (см. рис.). В случае непрерывного изменения циркуляции образуется непрерывная свободная вихревая поверхность — В. п.

Схема процесса возникновения вихревой пелены: 1 — треугольное крыло; 2 — присоединённые вихри; 3 — линии тока, по которым движутся свободные вихри; стрелками указано направление вращения свободных вихрей в плоскости, перпендикулярной плоскости вихревой пелены (плоскость рисунка).

вихревое течение — течение жидкости или газа, в поле которого вихрь скорости {{ω}} = rotV отличен от нуля. В таком течении частицы жидкости (газа) помимо поступательного движения и деформации совершают вращательное движение с мгновенной угловой скоростью {{ω}}/2. При исследовании В. т. наряду с полем скорости V рассматривается векторное поле завихренности {{ω}}. Для более наглядного представления о вращении частиц жидкости вводится понятие вихревой линии (поверхности) как такой линии (поверхности), в каждой точке которой вектор сонаправлен по касательной к ней. Вихревую линию можно трактовать как криволинейную ось вращения расположенных на ней частиц жидкости. Часть жидкости, ограниченная вихревой поверхностью, проходящей через замкнутый контур, называется вихревой трубкой; её интенсивность определяется как поток вектора {{ω}} через поперечное сечение о вихревой трубки. В предельном случае ({{δ}}0, {{ω→∞}}, a lim {{σω}} = Γ = const) приходим к понятию вихревой нити интенсивности Γ. Поле завихренности всегда является соленоидальным (div{{ω}} = 0), поэтому вихревые линии (трубки) не могут начинаться или оканчиваться внутри жидкости. Важной .характеристикой поля течения является циркуляция скорости по замкнутому контуру, которая, согласно теореме Дж. Стокса, равна потоку вектора {{ω}} через поверхность, опирающуюся на этот контур. Циркуляция скорости по замкнутому контуру, движущемуся вместе с жидкостью, не меняется со временем, если среда баротропна и массовые силы имеют потенциал [теорема У. Томсона (Кельвина), 1869]. В частности, отсюда следует, что если в некоторый момент времени течение является безвихревым течением (Γ = 0 по любому контуру), то оно и в последующем в этом объёме будет оставаться безвихревым. Вихревые линии (поверхности) обладают свойством сохраняемости, то есть в любой момент времени они состоят из одних и тех же частиц жидкости; интенсивность вихревой трубки постоянна по её длине и не меняется во времени (Г. Гельмгольц, 1858).

Поле завихренности по известному полю скоростей определяется путём дифференцирования ({{ω}} = rotV). Можно решить и обратную задачу: по известному полю завихренности рассчитать поле скоростей. Если жидкость на бесконечности покоится, а вектор завихренности {{ω}} равен нулю вне некоторого органического объёма {{τ}}, по границе которого нормальная составляющая {{ω}} непрерывна, то решение этой задачи имеет вид

{{формула}}

где r — радиус-вектор, проведённый из точки (х', у', z') поля завихренности в точку (х, у, z), где вычисляется вектор скорости. В частном случае вихревой нити из этой формулы получается Био — Савара формула. В общем случае, когда завихренность непрерывно распределена по всему объёму, занятому движущейся жидкостью, для исследования В. т. используются Эйлера уравнения, из которых получаются уравнения, описывающие изменение со для фиксированной частицы жидкости. Для несжимаемой жидкости при наличии потенциала массовых сил получается уравнение (Гельмгольц, 1858); d{{ω}}/dt = ({{ω▼}})V, то есть скорость изменения ω определяется быстротой изменения вектора V по направлению {{ω}} и связана с деформацией вихревых линий. Отсюда следует, что в плоскопараллельном течении вектор {{ω}}, перпендикулярный плоскости течения, сохраняется постоянным для каждой частицы жидкости. В отличие от безвихревого течения функция тока {{ψ}} описывается при этом нелинейным уравнением {{}}2{{ψ}} = -{{ω}}({{ψ}}); где функция {{ω}}({{ψ}}) находится из граничных условий. Упомянутые выше свойства сохранения справедливы и для В. т. идеального сжимаемого газа, если он баротропен (плотность зависит только от давления). Из теоремы Томсона следует, что в рассматриваемых течениях идеальной жидкости (газа) завихренность возникать не может, а только переносится вместе с жидкостью. Образование завихренности обычно связано с действием сил трения на границе обтекаемого тела, к которой жидкость прилипает. В сверхзвуковых течениях газа криволинейные скачки уплотнения также приводят к образованию завихренности.

Лит.: Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе Н. В. Теоретическая гидромеханика, 6 изд., ч. 1, М., 1963; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд.. М., 1987; Truesdeil C., The kinematics of vorticity, Bloomington, 1954.

В. И. Голубкин.

вихрей генераторы — устройства на обтекаемой поверхности летательного аппарата для затягивания или предотвращения отрыва турбулентного пограничного слоя (ПС) без затрат энергии (см. Отрыв пограничного слоя). В. г. интенсифицируют обмен количеством движения между внешними и внутренними областями ПС, вследствие чего профиль скорости вблизи стенки становится более наполненным и ПС оказывается способным преодолеть более сильный положительный градиент давления.

Известны различные конфигурации В. г. (см. рис.): ряды плоских пластинок, устанавливаемых перпендикулярно к поверхности под некоторым углом к направлению потока (а, б), ряды клиньев (в), куполов (г), “плугов” (д) и др. В. г. обычно располагаются в предотрывной области ПС, их высота несколько превышает толщину ПС; иногда используются 2 ряда В. г. Продольные вихри, сходящие с В. г., при распространении вниз по потоку способствуют передаче кинетической энергии замедленному потоку у поверхности. В ряде случаев наиболее эффективны В. г., создающие систему продольных вихрей противоположного вращения.

Установка В. г. на крыльях приводит к увеличению максимального значения коэффициента подъёмной силы, расширению диапазона линейной зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки, уменьшению сопротивления аэродинамического при больших значениях коэффициента подъёмной силы, хотя на крейсерском режиме сопротивление несколько возрастает. Установка В. г. в диффузорообразных каналах с отрывным течением приводит к уменьшению потерь полного давления и степени неравномерности потока и выходном сечении. Использование оптимальной системы В. г. позволяет существенно уменьшить длину диффузора по сравнению с обычным диффузором (см. также статью Турбулизатор).

Лит.: Гадецкий В. М., Серебрийский Я. М., Фомин В. М.. Исследование влияния генераторов вихрей на отрыв турбулентного пограничного слон, “Ученые записки ЦАГИ”, 1972, т. 3, №4; Чжен П., Управление отрывом потока. пер. с англ. М., 1979.

А. С. Гиневский.

вихрь присоединенный — вихрь, положение которого фиксировано относительно обтекаемого тела. При теоретических расчётах подъёмной силы и аэродинамического сопротивления крыла, тяги воздушного винта и сопротивления его вращению крыло (лопасть винта) заменяется одним В. п. (схема несущей нити, см. Крыла теория) либо непрерывным присоединенным вихревым слоем или совокупностью дискретных В. п. (схема несущей поверхности).

Для случая стационарного обтекания тел посредством В. п. моделируется разрыв скоростей, возникающий на поверхности тела между внешними и внутренними областями, а у тонкой несущей поверхности — между верхней и нижней сторонами. В. п. вызывают местные аэродинамические нагрузки на поверхности тела, причём как при установившемся, так и при неустановившемся обтекании перепад давлений пропорционален интенсивности слоя В. п. и определяется по теореме Н. Е. Жуковского “в малом”. Чтобы выполнялись все уравнения гидродинамики и поле скоростей было потенциальным, В. п. вместе с вихрями свободными, должны образовывать замкнутые системы.

Понятие “В. п.” было введено Жуковским в 1904. При разработке теории гребного винта оно позволило ему вскрыть механизм образования тяги винта, вращающегося в идеальной среде, и использовать для расчётов его характеристик математический аппарат, хорошо развитый для анализа течений идеальной жидкости.

вихрь свободный — вихрь, положение которого в потоке жидкости или газа определяется полем скоростей. Различают В. с. стационарной природы, оси которых совпадают в каждой точке с направлением потока (продольные В. с.) и В. с. нестационарной природы, оси которых не совпадают с направлением потока в данной точке (поперечные В. с.). Последние перемещаются с местной скоростью частиц среды (см. Вихревое течение). В отличие от вихрей присоединенных на В. с. не действуют аэродинамические силы.

Появление В. с. за несущими поверхностями связано с возникновением и изменением во времени аэродинамических нагрузок на эти поверхности. Вблизи, например, крыла В. с. представляют собой поверхности разрыва скоростей, которые возникают при подходе частиц среды к кромкам или стыкам поверхностей с разных частей крыла. При отрывном обтекании (см. Отрывное течение) они представляют собой границы областей, занятых срывом потока. Затем эти поверхности теряют устойчивость, распадаются и превращаются в объёмные вихревые структуры. В теоретических схемах интенсивности и положения В. с. за крылом увязываются с присоединёнными вихрями, моделирующими несущую поверхность. В силу теорем гидродинамики интенсивность вихревых нитей в идеальной среде должна сохраняться. Поэтому в стационарном случае присоединённые вихри крыла замыкаются свободными, сходящими с задних и боковых кромок. При отрывном обтекании В. с. сходят не только с задней и боковых кромок крыла, но и в тех местах, где начинается отрыв потока. Обтекание острых передних кромок и изломов поверхности потоком несжимаемой жидкости сопровождается сходом вихревых пелен, иначе здесь при повороте потока его скорость становилась бы бесконечной. На рис. 1 приведены полученные при визуализации течений В. с., сходящие с носовой части треугольного крыла (эксперимент в гидроканале; см. также рис. 3, б к статье Крыла теория). Оси всех В. с. на указанных рисунках направлены вдоль местных скоростей потока.

При неустановившемся движении (разгон, колебания крыла и т. д.) изменение циркуляции присоединённых вихрей сопровождается сходом и уносом свободных, параллельных первым, что является следствием теоремы гидродинамики о сохранении циркуляции скорости по замкнутому контуру в жидкости в любой момент времени. На рис. 2 показана схема образования системы В. с. при разгоне пластины — сворачивание пелены в вихревую спираль (начальный вихрь) за профилем. Нестационарные В. с. образуются, например, при поперечном обтекании пластины (рис. 3), когда места их схода фиксированы (верхней и нижней кромки). В. с. сходят по касательной к пластине, движутся вместе со средой и на начальном участке образуют гладкую вихревую пелену, которая далее теряет устойчивость, распадается и вновь концентрируется в вихревые комки, напоминающие протуберанцы, расположенные в шахматном порядке (см. статью Вихревая дорожка и рисунок к ней).

Нестационарные В. с. возникают и при отрыве пограничного слоя от гладкой поверхности тела, что проявляется в следе аэродинамическом за круговыми или эллиптическими цилиндрами, за шаром, а также за крылом при больших углах атаки. На рис. 4 изображён вихревой след за профилем при большом угле атаки. Он состоит из В. с., сходящих с профиля как с его задней кромки, так и в точке R отрыва пограничного слон.

Лит.: см. при статье Крыла теория.

С. М. Белоцерковский.

Рис. 1. Визуализация носовых свободных вихрей тонкого треугольного крыла в гидроканале.

Рис. 2. Развитие нестационарного свободного вихря (начального вихря Прандтля), образующегося за пластиной в начале движения: V0 —скорость набегающего потока. Расчёт на ЭВМ.

Рис. 3. Нестационарные свободные вихри при отрывном обтекании пластины; V0 — скорость набегающего потока. Расчёт на ЭВМ.

Рис. 4. Нестационарные свободные вихри при обтекании профиля с отрывом пограничного слоя; V0 — скорость набегающего потока. Расчёт на ЭВМ.

вихря разрушение —наблюдается в вихревых течениях, обусловленных срывом потока с передней кромки тонких крыльев при больших углах атаки (см. рис.), а также в закрученных потоках в соплах, диффузорах и камерах сгорания. В. р. происходит внезапно при некоторых значениях определяющих параметров — градиента давления вдоль оси вихря и интенсивности закрутки на внешней границе вихря. При обтекании крыльев В. р. приводит к резкому уменьшению подъёмной силы с ростом угла атаки, что связано с прекращением подсасывающего действия вихрей, создающих разрежение на верхней стороне поверхности крыла. Теоретические исследования ведутся в рамках моделей идеальной жидкости и на основании численных решений полных Навье — Стокса уравнений. Явление В. р. чрезвычайно чувствительно к внешним возмущениям, поэтому проведение измерений с помощью датчиков вблизи места разрушения может полностью изменить характер течения. В экспериментах по изучению В. р. используют лазерно-доплеровские измерители скорости, что позволяет обойти эти трудности.

Разрушение вихрей в воде (две полоски краски располагаются вдоль осей интенсивных вихрей, сходящих с кромок треугольного крыла): 1 — крыло; 2 — подкрученная жидкость в набегающем потоке; 3 — вихрь; 4 — точка разрушения вихря; 5 — область возвратного течения.

ВК —марка авиационных двигателей, созданных под руководством В. Я. Климова. Двигатели, созданные под руководством его преемников (С. П. Изотова и других) в Ленинградском научно-производственном объединении имени В. Я. Климова, имеют другие марки. Основные данные некоторых двигателей приведены в табл. 1 и 2. Опытное конструкторское бюро под руководством Климова было организовано в августе 1935 в Рыбинске на авиамоторном заводе №26. Образованию опытно-конструкторского бюро предшествовала поездка комиссии, в которую входил Климов, во Францию осенью 1933 с целью приобретения лицензии на производство поршневых двигателей фирмы “Испано-Сюиза” модели 12. Высотный четырёхтактный 12-цилиндровый V-образный двигатель жидкостного охлаждения предназначался для нового скоростного бомбардировщика СБ и в конце 1935 был запущен в серийное производство под обозначением М-100. За 4 месяца его мощность была доведена до уровня, соответствующего французскому аналогу. Эта модификация получила обозначение М-100А. Двигатели М-100 и М-100А устанавливались также на скоростном самолёте “Сталь-7”, тяжёлом бомбардировщике АНТ-42 (в качестве пятого двигателя для наддува двигателей АМ-34), на некоторых другие самолётах. Следующие модификация — M-103. Двигатель отличался ещё большей мощностью, имел трёхлопастный воздушный винт изменяемого шага ВИШ-22, а также туннельный радиатор (на М-100 и М-100А было лобовое расположение радиаторов, что увеличивало габариты и аэродинамическое сопротивление мотогондолы).

В 1938 на базе М-103 началось создание V-образного двигателя М-120 с третьим дополнительным блоком цилиндров для дальних бомбардировщиков. Его лётные испытания состоялись в 1942 на самолёте ДВБ-102 конструкции В. М. Мясищева. М-120ТК (с турбокомпрессором ТК-3) имел мощность 1340 кВт, серийно не строился.

В 1940 создан новый поршневой двигатель М-105, который значительно отличался от М-103: имел больший рабочий объём, увеличенную степень сжатия, двухскоростной центробежный нагнетатель, два выпускных клапана на цилиндр. Двигатель выпускался в модификациях М-105Р, M-105PA, М-105П, М-105ПА. У двух последних двигателей, которые предназначались для истребителей, в развале цилиндров устанавливалась пушка, стреляющая через полый выходной вал редуктора. Поршневые двигатели с жидкостным охлаждением имеют меньшие габариты по сравнению с поршневыми двигателями воздушного охлаждения, что позволяет получить лучшие лётные характеристики самолёта. Поэтому, несмотря на меньшую живучесть, они широко применялись на боевых самолётах. Двигатель М-105 и его модификации устанавливались на истребителях Як-1, Як-7, ЛаГГ-3, бомбардировщиках Ер-2, Ар-2, Пе-2, Як-4 и некоторых других самолётах.

В начале Великой Отечественной войны опытно-конструкторское бюро и завод были эвакуированы в Уфу. Быстро был налажен выпуск двигателей для фронта и начата разработка новых модификаций. Были созданы форсированные поршневые двигатели М-105РФ и М-105ПФ, которые устанавливались на истребителях Як-7, Як-9, Як-3, бомбардировщике Пе-2 и других В 1942 двигатели, разрабатываемые под руководством Климова, получили обозначение “ВК”. В 1943 создан ВК-107, который имел очень высокую по тому времени теплонапряжённость, что вызвало много проблем по его доводке. 21 декабря 1944 на самолёте Як-3 с ВК-108 мощностью 1360 кВт была достигнута скорость 745 км/ч на высоте 6000 м — наибольшая для советских самолётов с поршневым двигателем. Доводка этого двигателя была закончена в конце войны, поэтому в серию он не пошёл. Всего за время Великой Отечественной войны построено более 55 тысяч самолётов с двигателями ВК. Дальнейшая работа коллектива связана с созданием реактивных двигателей. Однако ещё в 1943 для силовой установки самолётов И-250 (см. МиГ) и Су-5 был создан двигатель ВК-107Р, который представлял собой ВК-107А с отбором мощности с помощью дополнительного приводного вала на компрессорный воздушно-реактивный двигатель (ВРДК), установленный в хвостовой части самолёта. ВДРК был разработан под руководством К. В. Холщевникова. Силовая установка имела воздухозаборник в носовой части фюзеляжа, воздушный туннель под полом кабины лётчика; за кабиной установлен ВДРК с осевым компрессором, камерой сгорания и регулируемым реактивным соплом. Взлет и полёт самолёта осуществлялись при неработающем ВДРК, он мог кратковременно (до 3 мин) включаться для увеличения скорости полёта (прирост скорости составлял 90—100 км/ч).

В начале 1946 был запущен в серийное производство турбореактивный двигатель РД-10 (взлётная тяга 8,83 кН), созданный на основе трофейного германского двигателя ЮМО-004В1. Двигатель устанавливался на одном из первых советских реактивных истребителей Як-15, а также на Як-17, Як-19, Ла-150, Ла-152, Ла-154. Ла-156, Ла-160, Су-9.

В 1946 Климов возглавил ОКБ-117 в Ленинграде (позже Ленинградское НПО имени В. Я. Климова), а в 1947—1956 одновременно руководил ОКБ-45 в Москве (ныне Машиностроительное конструкторское бюро “Гранит”). С конца 1946 началось освоение производства двигателей “Дервент” и “Нин” фирмы “Роллс-Ройс”, которые через короткое время пошли в серию под обозначениями РД-500 (тяга 15,6 кН. устанавливался на самолётах Як-19, Ла-168, выпускался в Москве) и РД-45 соответственно. Одновременно велись работы по созданию на базе РД-45 более мощного двигателя ВК-1 (рис. 1). В 1949 двигатель прошёл государственные испытания. ВК-1 стал первым в СССР крупносерийным турбореактивным двигателем.

По конструкции РД-45 и ВК-1 — одновальные турбореактивные двигатели с одноступенчатым центробежным двухсторонним компрессором, девятью индивидуальными трубчатыми камерами сгорания и одноступенчатой турбиной. РД-45 устанавливались на серийных самолётах МиГ-15, МиГ-15УТИ, на опытных самолётах Ла-168, Ту-12, Ла-176 и др.; ВК-1 — на серийных самолётах МиГ-15бис, МиГ-17, Ил-28, Ту-14, на опытных самолётах Ла-176, Як-50, Ла-200, Ла-200Б, Ту-82. В 1951 впервые в стране была разработана и запущена в серийное производство модификация двигателя (ВК-1Ф) с дожиганием топлива в форсажной камере (тяга на форсажном режиме 33,1 кН). ВК-1Ф устанавливался на самолете МиГ-17ПФ. Двигатель ВК-1 серийно выпускался до 1958 в СССР, Польше, Чехословакии, КНР; всего было изготовлено около 20 тысяч двигателей.

В 1947 началась разработка первого отечественного турбовинтового двигателя ВК-2 для самолётов С. В. Ильюшина и А. Н. Туполева. В 1950 двигатель прошел государственные испытания, но в серии не строился. Для ОКБ ВК-2 был первым газотурбинным двигателем с осевым компрессором. Он имел девять индивидуальных трубчатых камер сгорания, двухступенчатую турбину. Мощность на взлетном режиме 3550 кВт, удельный расход топлива 435 г/(кВт*ч), масса 1400 кг.

1952 ОКБ начинает разрабатывать первый отечественный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой ВК-3 для истребителя-перехватчика А. И. Микояна. Двигатель испытывался на стенде и в полёте на опытном истребителе. В ходе лётных испытаний в 1956 были достигнуты скорость 1960 км/ч и потолок 18000 м. По конструкции ВК-3 — одновальный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой с 10-ступенчатым осевым компрессором (перепуск воздуха за турбину осуществлялся из-за второй ступени компрессора по 12 трубам), кольцевой камерой сгорания, трёхступенчатой турбиной, регулируемым створчатым смесителем, форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым соплом. Компрессор двигателя имел двухпозиционный регулируемый входной направляющий аппарат, две первые сверхзвуковые ступени из титанового сплава, регулируемый направляющий аппарат восьмой ступени. Тяга двигателя на максимальном форсированном режиме 82,8 кН, удельный расход топлива на крейсерском режиме 0,0754 кг/(Н*ч), масса 1850 кг. Серийно двигатель не строился.

В 1959 начинается проектирование малоразмерного газотурбинного двигателя со свободной турбиной ГТД-350 (рис. 2) для вертолёта Ми-2, в силовую установку которого входят два двигателя ГТД-350 и главный редуктор ВР-2 (рис. 3). Двигатель состоит из осецентробежного компрессора (семь ступеней осевых, одна центробежная), одноступенчатой турбины компрессора, двухступенчатой свободной турбины, промежуточного редуктора. При создании ГТД-350 применены методы поузловой доводки с использованием экспериментальных установок, разработаны методики расчёта и проектирования малоразмерных лопаточных аппаратов, а также конструктивные мероприятия по демпфированию гибких высокооборотных роторов. В 1963 двигатель ГТД-350 прошёл государственные испытания и в 1964 передан вместе с редуктором ВР-2 в серийное производство.

В 1959—1964 в ОКБ велись работы по созданию газотурбинного двигателя со свободной турбиной ТВ2-117 (рис. 4) и редуктора ВР-8 (рис. 5) для силовой установки вертолёта Ми-8. TB2-117 имеет девятиступенчатый осевой компрессор с регулируемыми входным направляющим аппаратом и направляющими аппаратами трёх ступеней, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину компрессора и двухступенчатую свободную турбину. В двигателе впервые в отечественной практике применены опущенные замки турбинных лопаток для улучшения охлаждения и снижения напряжений в дисках, полки турбинных лопаток с лабиринтами для увеличения коэффициент полезного действия и снижения переменных напряжений в лопатках (демпфирование). В конструкции ТВ2-117 применён жёсткий цельноточенный ротор компрессора из титанового сплава. На двигателях ТВ2-117, ГТД-350 и всех последующих турбовальных двигателях ОКБ применена система защиты свободной турбины от раскрутки. В 1964 TB2-117 прошёл государственные испытания. С 1976 выпускается модификация ТВ2-117А.

В 1965 ОКБ начинает разрабатывать двигатель ТВЗ-117 и главные редукторы к силовым установкам для вертолётов Ми-17, Ка-32 и др. Двигатель ТВЗ-117 (рис. 6) имеет осевой двенадцатиступенчатый компрессор с регулируемыми входным направляющим аппаратом и направляющими аппаратами четырёх ступеней, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину компрессора и двухступенчатую свободную турбину. Впервые в отечественной практике применены титановый ротор компрессора, сваренный из отдельных дисков электронно-лучевой сваркой, рабочие и направляющие лопатки компрессора из титанового сплава, полученные методом холодной вальцовки, малогабаритные контактные графитовые уплотнения масляных полостей, установлено пылезащитное устройство. В системе регулирования двигателя использованы электронные блоки. В 1972 двигатель прошёл государственные испытания. ТВЗ-117 является одним из лучших в мире по экономичности в своём классе, что достигнуто благодаря высоким коэффициент полезного действия агрегатов (коэффициент полезного действия компрессора 86%, турбины компрессора 91%, свободной турбины 94%). Двигатель выпускается большими сериями во многих модификациях (ТВ3-117М, ТВ3-117КМ, ТВ3-117МТ, ТВ3-117В, ТВ3-117ВМ, ТВ3-117ВМА, ТВ3-117ВК).

С начала 70-х гг. велась разработка двухвального турбореактивного двухконтурный двигателя с форсажной камерой РД-33 для двухдвигательной силовой установки истребителя МиГ-29 с общей выносной коробкой самолётных агрегатов, с индивидуальным для каждого двигателя сверхзвуковым регулируемым воздухозаборником. В 1984 двигатель предъявлен на государственные испытания, затем поступил в серийное производство. РД-33 состоит из четырёхступенчатого осевого компрессора низкого давления — вентилятора, девятиступенчатого осевого компрессора высокого давления с поворотными входным и первыми двумя направляющими аппаратами, кольцевой прямоточной камеры сгорания, двух одноступенчатых охлаждаемых турбин — высокого и низкого давления, общей для обоих контуров форсажной камеры со стабилизацией пламени на кольцевом и радиальном стабилизаторах. В сверхзвуковом реактивном сопле регулируются критическое и выходное сечения. Обеспечивается управление гидромеханическими агрегатами на режимах ограничения параметров двигателя, при розжиге форсажа и при помпаже. Программа регулирования с температурной раскруткой по температуре воздуха на входе позволяет на дозвуковых скоростях полёта обеспечивать требуемые тяги при умеренных температураx газа перед турбиной, что повышает надежность работы двигателя. По мере повышения температуры воздуха на входе происходит интенсивный рост тяги благодаря раскрутке роторов, что важно при манёврах самолёта. Время приёмистости двигателя при переходе с малого газа на максимальный режим 3—4 с, с максимального на полный форсированный режим 2—3 с, с малого газа на полный форсированный режим 4—5 с.

РД-33 оборудован системами защиты и раннего обнаружения неисправностей, в том числе следующими: ограничения максимальной частоты вращения роторов компрессоров и максимальной температуры газа за турбиной низкого давления, противообледенительный, предупреждения и ликвидации помпажа, контроля и диагностирования работы двигателя. Предусмотрена возможность осмотра эндоскопом и проверки токовихревым методом состояния ряда деталей газовоздушного тракта в процессе эксплуатации. Двигатель отличают высокие параметры термодинамического цикла, газодинамическая устойчивость, плавное, бесступенчатое изменение тяги, высокие эксплуатационные надёжность и контролепригодность. Модульная конструкция РД-33 позволяет обеспечить восстановление двигателей в условиях эксплуатации путем крупноблочной переборки (замена повреждённых лопаток вентилятора, компрессора, турбины, других деталей и модулей в целом), что сокращает оборотный фонд двигателей, уменьшает затраты при ремонте, а также позволяет проводить тщательное диагностирование практически всех узлов, локальный ремонт и устранение повреждений. По важнейшим показателям, характеризующим эффективность использования двигателя на истребителе (темп нарастания тяги по числу М полёта, удельная масса и т. д.), РД-33 стоит в ряду лучших в своём классе.

С 1985 ОКБ разрабатывает турбовинтовые двигатели нового поколения ТВ7-117 для пассажирского самолёта местных воздушных линий Ил-114. TB7-117 имеет встроенный в него редуктор воздушного винта, шестиступенчатый осецентробежный компрессор (пять осевых ступеней и одна центробежная), противоточную кольцевую камеру сгорания, охлаждаемую двухступенчатую турбину компрессора с монокристаллическими лопатками рабочих колёс, двухступенчатую силовую турбину. Все основные узлы двигателя имеют достаточно высокие значения коэффициента полезного действия. На ТВ7-117 применена двухканальная электронная система регулирования с полной ответственностью (питание от автономного генератора). Завершение полёта может обеспечиваться также гидромеханическим ручным управлением.

Взлётная мощность двигателя поддерживается до температуры окружающего воздуха 30{{°}}С и давления 730 мм рт. ст. Двигатель отличают низкий удельный расход топлива на крейсерском режиме и высокая надёжность. Ресурс до первого капитального ремонта 6 тысяч ч, назначенный — 20 тысяч ч. Развитая система контроля работы и раннего обнаружения дефектов даёт возможность эксплуатировать двигатель по состоянию.

Лит.: Развитие авиационной науки и техники в СССР, М. 1980.

Б. П. Тучин, А. С. Чернявский.

Рис. 1 Двигатель ВК-1

Рис. 2. Двигатель ГТД-350.

Рис. 3. Силовая установка вертолета Ми-2 с двигателями ГТД-350 и главным редуктором ВР-2.

Рис. 4. Двигатель ТВ2-117А.

Рис. 5. Силовая установка вертолёта Ми-8 с двигателями ТВ2-117А и главным редуктором ВР-8А.

Рис. 6. Двигатель ТВ3-117.

Табл. 1 — поршневые двигатели Ленинградского НПО имени В. Я. Климова

Марка двигателя

Мощность, кВт

Начало серийного производства, год

Применение (летательные аппараты)

М-100

561

1935

СБ-2, "Сталь-7"

М-100А

625

1936

СБ-2

М-103

706

1937

СБ-2бис, МБР-7, "Сталь-7"

М-103А

735

1937

СБ-2бис

ВК-105, ВК-105Р

809

1940

Як-1, Як-4, Як-7, ЛаГГ-3, Пе-2, Ер-2, Ар-2

ВК-105ПФ

890

1942

Як-3, Як-7, Як-9, Пе-2

ВК-107А

1210

1943

Як-3, Як-9, Пе-2

ВК-108

1380

-

Як-3

 

Табл. 2 — Газотурбинные двигатели Ленинградского НПО им. В. Я. Климова

Основные данные

РД-45

ВК-1

ГТД-350

ТВ2-117

ТВ3-117

РД-33

ТВ7-117

Начало серийного производства, год

1947

1949

1964

1965

1972

1931

1991

Тип двигателя

ТРД

ТРД

Турбовальный

Турбовальный

Турбовальный

ТРДДФ

ТВД

Тяга, кН

22,3

26,6

-

-

-

81,4

-

Мощность, кВт

-

-

294

1100

1640

-

1840

Удельный расход топлива

на взлетном режиме

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

кг/(Н*ч)

0,108

0,109

-

-

-

0,209

-

г/(кВт*ч)

-

-

503

360

299

-

= < 283

 

на крейсерском режиме

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

кг/(Н*ч)

-

-

-

-

-

0,098*

-

г/(кВт*ч)

-

-

-

-

-

-

245**

Масса, кг

808

872

135

338

285

1050

520

Габариты, м

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

длинна

2,46

2,64

1,35

2,842

2,055

4,3

2,14

ширина

-

-

0,522

0,55

0,65

2

0,94

высота

-

-

0,68

0,748

0,728

1,1

0,886

диаметр

1,255

1,273

-

-

-

-

-

Расход воздуха, кг/с

40

48,2

2,2

8,4

9

75,5

7,95

Степень повышения давления

4

4,2

6

6,2

9

6,9

16

Степень двухконтурности

-

-

-

-

-

0,49

-

Температура газа перед турбиной, К

1140

1170

1200

1090

1190

1680

1515

Применение, (летательные аппараты)

МиГ-15УТИ МиГ-15

МиГ-15,

МиГ-17,

Ил-28,

Ту- 14

Ми-2

Ми-8

Ка-32, Ми- 17

МиГ-29

Ил-14

* Высота полета H = 11000 м, Маха число полета М = 0,8. H = 6000 м, скорость полета V = 500 км/ч

владелец воздушного судна — см. Эксплуатант воздушного судна.

влажность воздуха — содержание в воздухе водяного пара. В. в. — одна из наиболее существенных характеристик погоды и климата. Характеризуется рядом величин: абсолютной В. в. — отношением массы водяного пара к объёму воздуха (г/м2); упругостью, или парциальным давлением водяного пара (гПа); относительной В. в. — отношением фактической плотности водяного пара, содержащегося в воздухе, к максимально возможной при данной температуре (%); точкой росы — температурой, до которой необходимо охладить воздух при данных В. в. и давлении, чтобы наступило состояние насыщения его водяным паром; дефицитом точки росы — разностью между температурой воздуха и точкой росы. В. в. учитывается, например, при прогнозировании состояния взлётно-посадочной полосы при околонулевых температураx воздуха, обледенения, облачности, гроз.

внестапельная сборка — сборка летательного аппарата или его агрегатов, отсеков, секций и узлов без применения стационарной сборочной оснастки. В. с. является продолжением стапельной сборки. Для установки деталей и подсборок на В. с. используются базовые поверхности деталей. В. с. широко применяется для установки подвижных частей (створки, двери, крышки люков, рули, шасси и др.) на агрегаты летательного аппарата, а также для стыковки крыла, киля и стабилизатора с фюзеляжем. На В. с. для выполнения соединений применяют: стационарное и переносное оборудование — сверлильные машины, клепальные прессы, сверлильно-клепальные автоматы, сварочные машины и автоматы, установки для склеивания и др.; переносную оснастку — струбцины, ручные тиски, пружинные фиксаторы и др. для закрепления деталей, шаблоны для разметки и сверления отверстий, кондукторы для разделки отверстий; вспомогательную оснастку — поддерживающие приспособления, помосты, стремянки и др. В. с. позволяет уменьшить количество стационарной сборочной оснастки на стапелях и создать наилучшие условия для доступа в рабочую зону сборки и монтажа бортового оборудования.

М. Е. Уланов.

внешнетраекторные измерения — предназначаются для определения параметров траекторий летательного аппарата — координат, вектора скорости, углового положения в пространстве и др. Для В. и. используются радиотехнические (радиолокаторы, фазовые пеленгаторы, радиодальномеры) и оптические (кинотеодолиты, кинотелескопы, лазерные дальномеры) средства. Оптические средства В. и. обладают высокой точностью, но применение их ограничено метеоусловиями, радиотехнические средства, мало уступая оптическим в точности, независимы от метеоусловий, имеют множество модификаций и широко используются.

Для повышения надёжности, точности и дальности В. и. объекты измерений оборудуются специальными бортовыми средствами: трассерами или импульсными лампами, функционирование которых фиксируется оптическими средствами, специальными отражателями для лазерных дальномеров, приемоответчиками для радиолокаторов, передатчиками непрерывного излучения, взаимодействующими с фазовыми пеленгаторами, и т. п.

Современные средства В. и. характеризуются многопараметричностыо (измеряются не только координаты, но и составляющие вектора скорости, разности координат и др.). многоканальностью (обеспечиваются одним средством измерения параметров одновременно несколько летательных аппаратов), большой дальностью действия, высокими точностью, надёжностью, а также степенью автоматизации, позволяющей обрабатывать данные на ЭВМ и получать параметры траектории летательного аппарата в реальном масштабе времени. Размещение средств В. и. не на земле, а на специальном самолёте — самолётном командном пункте — обеспечивает существенное расширение зоны их действия, проведение лётных испытаний летательного аппарата с измерением траектории в любых регионах страны (без создания наземной измерительной трассы).

В. и. — косвенными измерительными средствами определяются первичные параметры — составляющие векторов положения и скорости летательного аппарата (углы визирования, дальность, направляющие косинусы углов визирования, производные этих величин) — и по ним в зависимости от метода измерения траектории рассчитываются параметры траектории летательного аппарата. Метод измерения (пеленгационный, дальномерно-угломерный, дальномерный, разностно-дальномерный) выбирается в зависимости от требуемой точности получения параметров траектории и зоны испытаний. Пеленгационный метод В. и. основан на измерении направления линии визирования летательного аппарат двумя средствами, удалёнными друг от друга на расстояние, называемое базой; реализуется кинотеодолитами или фазовыми пеленгаторами. Дальномерно-угломерный метод состоит в определении с одного измерительного пункта составляющих вектора положения летательного аппарата в полярной системе координат; реализуется радиолокатором или дальномером и элекронно-оптическими средствами измерения углового положения. Дальномерный метод (или его модификация — разностно-дальномерный метод) реализуется тремя или более дальномерами, удалёнными друг от друга. Если в состав первичных параметров не входят их производные, то скорость летательного аппарата рассчитывается путём дифференцирования координат.

Точность определения параметров траектории летательного аппарата средствами В. и. зависит от инструментальной погрешности измерения первичных параметров, методов измерения траектории и от положения летательного аппарата относительно измерительных средств. Погрешность измерений координат составляет от одного до нескольких м, a погрешность измерений скорости — от долей до несколько м/с.

Лит.: Беликовский В. Ш., Рубинчик И. И., Радиотехническая аппаратура для измерения траектории ракет и космических аппаратов, М., 1964 Космические траекторные измерения, М., 1969; Знаменская А. М., Лимар П. С., Шведов В. П., Информационно-измерительные системы для летных испытаний самолетов и вертолетов, М., 1984.

А. М. Знаменская.

внутренняя компенсация — см. в статье Аэродинамическая компенсация.

вогнутость профиля — то же, что кривизна профиля.

Водопьянов Михаил Васильевич (1899—1980) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1943), один из первых Героев Советского Союза; (1934). В Советской Армии с 1918. Участник Гражданской и Великой Отечественной войн. Окончил летную школу “Добролет” (1928), Московскую летно-техническую школу (1929). Летал на самолетах по трассам Москва — Иркутск, Москва — Ленинград, первым открыл воздушную линию на о. Сахалин. В 1934 участвовал в спасении экспедиции парохода “Челюскин”, в 1937 — в воздушной экспедиции на Северный полюс (возглавлял летный отряд и флагманский самолет). Во время Великой Отечественной войны командир авиационной дивизии. Депутат Верховного Совета СССР в 1937—1946. Награжден 4 орденами Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденом Отечественной войны 1-й степени, медалями.

Соч.: Друзья в небе. 2 изд., М., 1971; Небо начинается с земли. М., 1979; Повесть о первых героях. 2 изд., М., 1980.

Лит.: Герои огненных лет, М., 1984.

водород, H2 — газ без цвета, запаха и вкуса. Молярная масса 2,0157 кг/кмоль, температура плавления 13,95 К, температура кипения 71,07 кг/м3, низшая теплота сгорания 114460 кДж/кг, газовая постоянная 4,124 Дж/(кг*К), стехиометрический коэффициент 34,25 кг воздуха/кг водорода, температура самовоспламенения 510{{°}}C, концентрационные пределы распространения пламени в воздухе 4—75% В. по объему; способен к детонационному горению со скоростью 1800—1900 м/с. При 1000{{°}}C В. проникает через любые металлы, хорошо растворяется в титане, никеле, платине и других металлах, плохо растворяется в воде. Для промышленного получения В. используются в основном природный газ, коксовый газ, газы нефтепереработки, отходы нефтехимического производства. В. рассматривается как перспективный энергоноситель, способный заменить топлива, получаемые из нефти, угля, сланцев, и. т. д., в энергетике, на транспорте, а также в авиации.

Широкое внедрение В. в качестве топлива возможно при развитии атомно-водородной энергетики и требует решения ряда сложных технических проблем (безопасность, конструкционные материалы, теплоизоляция и. т. д.). В 1988 в СССР начались летные испытания экспериментального самолета Ту-155, способного использовать жидкий водород и другие криогенные топлива.

И. Ф. Дубровкин.

военно-воздушная академия имени Ю. А. Гагарина — высшее военно-учебное заведение, осуществляющее подготовку командных кадров для Военно-воздушных сил; научный центр по разработке проблем оперативного искусства и тактики военно-воздушных сил, тактики родов авиации. Находится в поселке Монино Московской области. Создана 29 марта 1940 на базе командного, оперативного и штурманского факультетов и курсов усовершенствования начальствующего состава Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии (см. Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). До 1946 называлась Военной академией командного и штурманского состава военно-воздушных сил Красной Армии. В 1968 академии присвоено имя Ю. А. Гагарина. Многие выпускники академии за боевые отличия в годы Великой Отечественной войны удостоены звания Героя Советского Союза. Среди выпускников академии трижды Герой Советского Союза И. Н. Кожедуб, видные военачальники В. А. Алексенко, А. Е. Боровых, Л. И. Беда, И. Д. Гайдаенко, А. Н. Ефимов, А. Л. Кадомцев, А. Н. Катрич, космонавты, заслуженные военные лётчики СССР, заслуженные военные штурманы СССР и др. В составе академии (1990): 2 основных факультета по трём командно-штабным, одной штабной и одной штурманской специальностям; факультет заочного обучения; факультет переподготовки и повышения квалификации офицерского состава, адъюнктура, 26 кафедр, учебные лаборатории и кабинеты. При академии имеется музей, где экспонируется авиационная техника — от бипланов Первой мировой войны до современных сверхзвуков летательных аппаратов, различные авиационные двигатели, образцы авиационного вооружения и оборудования. Академия награждена орденами Красного Знамени (1945), Кутузова 1-й степени (1968), иностранными орденами.

Б. Ф. Корольков.

военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского — высшее военно-учебное заведение, осуществляющее подготовку и переподготовку инженеров для Военно-воздушных сил; научный центр по разработке проблем авиационной техники, её эксплуатации и боевого применения. Находится в Москве. Базой академии послужил Московский авиатехникум, организованный в сентябре 1919 по инициативе Н. Е. Жуковского в системе Наркомпроса. В июле 1920 авиатехникум подчинён военному ведомству, а в сентябре преобразован в Институт инженеров Красного Воздушного Флота. Первым ректором института был избран Жуковский. В 1922 институт реорганизован в Академию Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского, в апреле 1925 академия переименована в Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского, с августа 1946 — современное название. До начала 30-х гг. академия — первое и единственное высшее авиационное учебное заведение СССР, готовившее командиров и инженеров для военно-воздушных сил, инженеров для авиационной промышленности, научно-исследовательских учреждений гражданской авиации. В академии работали такие учёные, как Б. Н. Юрьев, Б. С. Стечкин, В. П. Ветчинкин, И. И. Артоболевский, Н. Г. Бруевич, Н. Н. Бухгольц, Б. М. Вул, В. В. Голубев, Н. Т. Гудцов, А. Н. Журавченко, Д. М. Карбышев, В. С. Кулебакин, А. Н. Лапчинский, И. И. Минц, Г. С. Поспелов, В. С. Пугачёв, А. И. Путилов, В. С. Пышнов, В. А. Семёнов, Ф. А. Цандер. В марте 1940 на базе несколько факультетов и курсов усовершенствования начальствующего состава академии образована Военная академия командного и штурманского состава военно-воздушных сил Рабоче-крестьянской Красной Армии (ныне Военно-воздушная академия имени Ю. А. Гагарина). В годы Великой Отечественной войны выпускники академии командовали военно-воздушными силами, воздушными армиями, авиационными соединениями, руководили инженерно-авиационной. службой. Среди выпускников авиационные военачальники К. А. Вершинин, П. Ф. Жигарев, Г. А. Ворожейкин, С. Ф. Жаворонков, С. А. Красовский, С. И. Руденко, В. А. Судец, Ф. Я. Фалалеев, С. А. Худяков; организаторы авиационной промышленности и науки П. В. Дементьев, И. Т. Клейменов, А. И. Кузнецов, М. Н. Мишук, А. Н. Пономарёв, А. П. Реутов, А. И. Филин, Н. М. Харламов. Генеральными и главными конструкторами авиационной, ракетной и космической техники стали воспитанники и преподаватели академии С. В. Ильюшин, А. И. Микоян, А. С. Яковлев, В. Я. Климов, Н. Д. Кузнецов, А. А. Микулин, С. К. Туманский, В. Ф. Болховитинов, А. Д. Чаромскнй, В. П. Глушко, М. К. Тихонравов. В академии получили инженерное образование 15 первых космонавтов СССР, среди которых Ю. А. Гагарин и В. В. Терешкова. Академия располагает современной учебно-лабораторной базой, тренажёрными комплексами, вычислительным центром, учебно-опытным заводом, типографией, испытательным полигоном, парком новейших летательных аппаратов. Обучение ведётся на пяти факультетах и курсах повышения квалификации инженеров и преподавателей. В 1990/1991 учебном году на кафедрах академии работали более 80 докторов и около 500 кандидатов наук. В академии подготовлено 186 докторов и свыше 2000 кандидатов наук. Среди воспитанников академии 8 дважды Героев Советского Союза, 31 Герой Советского Союза, 15 Героев Социалистического Труда (из них один трижды и 6 дважды удостоены этого звания), 114 лауреатов Ленинской и Государственной премий СССР, 12 действительных членов и 8 член-корреспондентов АН СССР. Академия награждена орденами Ленина (1933), Октябрьской Революции (1970), Красного Знамени (1945), пятью иностранными орденами.

В. Я. Кремлёв.

Юбилейная медаль к 60-летию Военно-воздушной инженерной академии.

военно-воздушные силы (ВВС) — высокоманёвренный вид вооруженных сил государства, предназначенный для поражения самостоятельно и во взаимодействии с объединениями других видов вооруженных сил авиационных, сухопутных и морских группировок противника, подрыва его военно-экономического потенциала, дезорганизации государственного военного управления, нарушения работы тыла и транспорта, авиационной поддержки сухопутных войск и сил флота, прикрытия группировок войск (сил) и объектов от ударов воздушного противника, обеспечения вооруженных сил данными воздушной разведки, осуществления воздушных перевозок.

ВВС большинства стран состоят из стратегической (дальней), тактической (фронтовой, армейской), военно-транспортной авиации и включают бомбардировочную, истребительно-бомбардировочную, штурмовую, истребительную, разведывательную и транспортную, являющиеся родами авиации. В ряде государств в состав военно-воздушных сил входит и авиация ПВО, а армейская авиация является родом сухопутных войск. В США, кроме того, в военно-воздушные сил входят соединения межконтинентальных баллистических ракет и военно-космические средства. Организационно ВВС обычно состоят из оперативных авиационных объединений, соединений и частей (крыльев — в США), частей тыла, связи и радиотехнического обеспечения, специальных войск.

История военно-воздушных сил связана с развитием авиационной техники (см. Авиация). Появление первых военных самолётов в крупных государствах относится к 1909—1910. В России самолёты в военных целях впервые были использованы на манёврах Петербургского, Варшавского и Киевского военных округов в 1911. На каждой стороне действовало по одному авиаотряду, которые выполняли задачи по ведению воздушной разведки. Первый боевой опыт русский лётчики получили а 1912—1913 в первой Балканской войне, когда русский добровольческий авиаотряд действовал на стороне Болгарии. Опыт боевого применения авиации и её действия на манёврах послужили основой для дальнейшего развития военной авиации в русский армии. В Уставе полевой службы, изданном в 1912, нашли отражение положения по использованию самолётов как средства разведки и связи.

К началу Первой мировой войны Россия имела 263 военных самолёта (преимущественно французского производства). Франция — 156, Великобритания — 30, США — 30, Германия — 232, Австро-Венгрия — 65, Италия — 30. Эти самолёты ещё не имели бортового вооружения, скорость их составляла 100—120 км/ч, а потолок 2000—3000 м. Они применялись главным образом для ведения воздушной разведки и корректирования артиллерийский огня. Стремление к нанесению ударов по наземным целям с воздуха обусловило создание специального самолёта — бомбардировщика. Эффективная воздушная разведка и успешные бомбардировки вынудили воюющие стороны вести борьбу с самолётами-разведчиками и бомбардировщиками и создать для этих целей самолёт-истребитель. В 1914 в России был принят на вооружение четырёхмоторный бомбардировщик “Илья Муромец” и сформирована первая эскадра из 10 таких самолётов. К лету 1916 её состав увеличился до 20 самолетов. В 1915—1916 на вооружение поступили одноместные самолёты-истребители, в том числе во Франции “Ньюпор” и “СПАД”, в Германии “Фоккер”, в Великобритании “Скаут-Д”, в России французские самолёты “Ньюпор”. Одновременно с бурным развитием воздушных средств вооруженной борьбы возникла проблема борьбы за господство в воздухе, которая сводилась главным образом к воздушным боям. Начало активной борьбе с самолётами противника положили русские лётчики П. Н. Нестеров, Е. Н. Крутень, К. К .Арцеулов и др. Ими были разработаны фигуры высшего пилотажа и принципы ведения воздушного боя. К концу Первой мировой войны ВВС как самостоятельный род войск состоял из родов авиации: бомбардировочной, истребительной и разведывательной. Численность авиации воюющих государств резко возросла. Если в начале войны во всех воюющих странах имелось всего 806 боевых самолётов, то к концу войны Германия имела 2730 самолётов, Австро-Венгрия — 622, Франция — 3321, Великобритания — 1758, США — 740, Италия — 842, Россия —590 самолётов; всего было свыше 10 тысяч самолётов, в том числе разведчиков 44,9%, истребителей 40,4%, бомбардировщиков 14,7%. К концу войны скорость лучших типов самолётов-истребителей достигла 220 км/ч, разведчиков — 180, бомбардировщиков — до 170 км/ч, потолок увеличился до 7000 м.

Современные ВВС создавались вместе с Красной Армией. Руководство их строительством осуществлялось Наркоматом по военным и морским делам. В его составе 2 января 1918 (20 декабря 1917) была учреждена Всероссийская коллегия по управлению Воздушным флотом Республики (председатель К. В. Акашев), на которую возлагались руководство формированием авиационных частей, центральных и местных управлений Воздушного флота Республики, сохранение и сбережение авиационного имущества, подготовка авиационных кадров, организация материально-технического обеспечения. Переход к строительству регулярного Рабоче-Крестьянского Красного Военно-воздушного Флота был начат в соответствии с приказом №84 Наркомата по военным и морским делам от 25 января 1918, которым предписывалось “сохранить полностью для трудового народа все авиационные части и школы”. Создаются новые органы управления в центре и на местах. 24 мая 1918 Всероссийская коллегия была упразднена, и образовано Главное управление Рабоче-Крестьянского Красного Военно-воздушного Флота (Главвоздухофлот), которое возглавлял Совет в составе начальника Главвоздухофлота и двух комиссаров. Для руководства боевой деятельностью авиационных частей на фронтах Гражданской войны в сентябре 1918 при штабе Реввоенсовета (РВС) Республики было создано Полевое управление авиации и воздухоплавания действующей армии (Авиадарм). За Главвоздухофлотом остались вопросы формирования и снабжения авиачастей. В конце 1921 в связи с ликвидацией фронтов Авиадарм был упразднён. Единым органом руководства авиацией стало Главное управление Воздушного Флота, которое в 1924 реорганизовано в Управление военно-воздушных сил Рабоче-крестьянской Красной Армии с подчинением его Реввоенсовету СССР. Начальник управления военно-воздушных сил являлся одновременно членом РВС. К ноябрю 1918 в составе военно-воздушных сил было 38, к весне 1919 — 61, а к декабрю 1920 — 83 авиаотряда (в том числе 18 морских). Всего в годы Гражданской войны на фронтах одновременно действовало до 350 советский самолётов. Лётные кадры готовились в 1-й Московской, Егорьевской и Зарайской авиационных школах, Военно-морской школе авиации (г. Самара), Петроградской военной школе лётчиков-наблюдателей. Подготовка воздухоплавателей велась на Петроградских советских воздухоплавательных курсах. В 1919 организован Московский авиационный техникум, преобразованный в 1920 в Институт инженеров Красного Воздушного Флота. В 1922 на базе этого института создана Академия Воздушного Флота Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского).

В период Гражданской войны советская военная авиация вела активные боевые действия по защите молодой Советской Республики. Её основные задачи: воздушная разведка, поражение живой силы и объектов противника, борьба с его авиацией, корректирование артиллерийского огня, связь, разбрасывание листовок и агитационной литературы. Уже в годы Гражданской войны были решены некоторые вопросы оперативного искусства ВВС, разработаны основные принципы их боевого применения: массирование авиации на главных направлениях, взаимодействие с сухопутными войсками, централизованное управление. На главных направлениях действий сухопутных войск авиаотряды объединились в авиагруппы, что повышало их эффективность. Основные усилия ВВС сосредоточивались на тех фронтах, откуда Республике Советов грозила наибольшая опасность. Всего за годы Гражданской войны советские лётчики произвели около 20 тысяч самолёто-вылетов, сбросили свыше 94000 кг бомб и большое количество агитационной литературы, провели 144 воздушных боя. За мужество и героизм, проявленные в боях на различных фронтах, 219 лётчиков и лётчиков-наблюдателей были награждены орденами Красного Знамени, 16 из них удостоены этой награды дважды, а С. А. Монастырев, И. У. Павлов, П. X. Межерауп, Я. Н. Моисеев, Е. М. Ухин — трижды.

После окончания Гражданской войны начался быстрый количественный и качественный рост ВВС. В 1924—1933 на вооружение поступили истребители И-2, И-3, И-4, И-5, разведчики Р-3, тяжёлые бомбардировщики ТБ-l и ТБ-3. В 30-с гг. на вооружение были приняты истребители И-15, И-16, И-153, бомбардировщики СБ, ДБ-3 (ДБ-Зф). За 1930—1940 производство военных самолётов возросло в 6,5 раза. В 1940—1941 начаты серийный выпуск истребителей Як-1, МиГ-3, ЛаГГ-3, бомбардировщиков Пе-2, Пе-8, штурмовиков Ил-2 (см. Авиационная промышленность) и перевооружение ими авиаполков. Одновременно совершенствовалась организационная структура ВВС. В 1924 основной организационной структурной единицей стала эскадрилья. В 1927 начато формирование авиабригад. В 1933 создаются авиакорпуса тяжелобомбардировочной авиации, которые предназначались для выполнения самостоятельных оперативных задач, а в 1936 — первое оперативное объединение тяжелобомбардировочной авиации — армия особого назначения. До 1939 в составе советских военно-воздушных сил было сформировано 3 таких армии. В 1940 управления авиационных армий расформированы. Из входивших в их состав частей и соединений была образована дальнебомбардировочная авиация Главного командования Красной Армии. В 1939—1940 ВВС переведены с бригадной организации на полковую и дивизионную. К июню 1941 военно-воздушные сил имели в своём составе 53,4% самолётов-истребителей, 41,4% бомбардировщиков и штурмовиков, 3,2% разведчиков, 2% транспортных самолётов. Организационно военно-воздушные силы делились на авиацию Главного командования (дальнебомбардировочная авиация), фронтовую (военно-воздушные силы военных округов), армейскую (ВВС общевойсковых армий) и войсковую (корпусные эскадрильи). Накануне Великой Отечественной войны подготовка авиационных кадров осуществлялась в 3-х авиационных академиях: Ленинградской военно-воздушной академии, Военно-воздушной, инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского, Военно-воздушной академии командного и штурманского состава (ныне Военно-воздушной академии имени Ю. А. Гагарина), 78 лётных и 18 технических школах и училищах. В 1921—1941 руководство советскими военно-воздушными сил осуществляли А. В. Сергеев (1921—1922), А. А. Знаменский (1922—1923), А. П. Розенгольц (1923—1924), П. И. Баранов (1924—1931), Я. И. Алкснис (1931—1937), А. Д. Локтионов (1937—39), Я. В. Смушкевич (1939—40), П. В. Рычагов (1940—1941).

ВВС многих зарубежных государств в 1918—1939 получили значительное развитие и к началу Второй мировой войны имели в строю боевых самолётов: Германия — 4093, США — 1576, Япония — около 3750, Великобритания — 3891, Франция — 3335, Италия —2802. Удельный вес бомбардировочной авиации в составе ВВС всех стран увеличился по сравнению с 1918 в 2,5 раза, а истребительной и разведывательной авиации уменьшился. ВВС Германии делились на 5 флотов (оперативных объединений), каждый из которых включал 800—1200 самолётов. ВВС Великобритании были самостоятельным видом вооруженных сил, подчинялись министру авиации и делились на истребительные и бомбардировочные командования; морская авиация подчинялась военно-морскому министру. ВВС США во Второй мировой войне не имели единого командования. Авиачасти и соединения, предназначенные для поддержки войск, объединялись в воздушные корпуса, которые подчинялись командованию войск; морская авиация находилась в составе военно-морских сил.

Решением Ставки Главного Командования 29 июня 1941 был создан Военный Совет военно-воздушных сил и учреждена должность командующего военно-воздушными силами —заместителя наркома обороны. Эту должность занимали П. Ф. Жигарев (до апреля 1942), А. А. Новиков (1942—1946). Руководство страны приняло все возможные меры по ускоренному вводу в строй авиационных заводов, строительство которых в соответствии с планом третьей пятилетки началось ещё до войны. Это сыграло решающую роль не только в восполнении значительных потерь советской авиации в начале Великой Отечественной войны, но и позволило увеличить её мощь. На вооружение военно-воздушных сил все больше поступало самолётов-истребителей Як-7, Як-9, Як-3, Ла-5, Ла-7, двухместных штурмовиков Ил-2 (а с лета 1944 Ил-10), бомбардировщиков Пе-2, Ту-2, пушек, бомб, радиолокационных станций, радиосвязного и аэронавигационного оборудования, аэрофотоаппаратов и другой техники и вооружения. Продолжала совершенствоваться организационная структура военно-воздушных сил. В марте 1942 соединения дальней авиации объединены в Авиацию дальнего действия с непосредственным подчинением Ставке Верховного Главнокомандования (ВГК).; учреждена должность командующего Авиацией дальнего действия, на которую был назначен А. Е. Голованов. С мая 1942 во фронтовой авиации стали создаваться авиационные оперативные объединения — воздушные армии (к концу года их насчитывалось 17). Осенью 1942 началось формирование отдельных авиационных корпусов и дивизий резерва ВГК, что позволяло быстро сосредоточивать крупные силы авиации на важнейших направлениях. Высокие боевые качества советских ВВС особенно ярко проявились в битвах под Москвой, Сталинградом, Курском, в воздушных сражениях на Кубани, в операциях на Правобережной Украине, в Белоруссии, Ясско-Кишиневской, Висло-Одерской и Берлинской операциях. Если в операциях 1941 участвовало 200—500 самолётов, то в 1943—1945 — до нескольких тысяч, а в Берлинской операции 1945 — до 7500 самолётов.

За годы Великой Отечественной войны фронтовая и дальняя авиация совершили 3124 тысяч боевых самолёто-вылетов и нанесли противнику большой урон в живой силе и технике. Из 77 тысяч самолётов, потерянных фашистской Германией на советско-германском фронте, 57 тысяч были уничтожены советскими лётчиками в воздушных боях и на аэродромах. Военно-воздушные силы оказали большую помощь партизанам. Авиацией дальнего действия и Гражданского воздушного флота было совершено около 110 тысяч самолёто-вылетов, перевезено свыше 83 тысяч партизан, доставлено им 17 тысяч т вооружения, боеприпасов, продовольствия и других грузов. За успешное выполнение боевых заданий командования, проявленные мужество и отвагу свыше 200 тысяч воинов-авиаторов награждены орденами и медалями, 2420 авиаторам присвоено звание Героя Советского Союза, 65 лётчиков удостоены этого звания дважды и двое — трижды (А. И. Покрышкин и И. Н. Кожедуб). Советские военные лётчики за годы войны совершили более 600 воздушных таранов, при этом 34 лётчика дважды таранили вражеские самолёты, А. С. Хлобыстов — трижды, а Б. И. Ковзан — четырежды. Свыше 500 лётчиков повторили бессмертный подвиг Н. Ф. Гастелло. Орденами СССР были награждены 897 авиасоединений и частей, 708 получили почётные наименования и 228 удостоены звания гвардейских.

За годы Второй мировой войны значительно улучшились летно-технические характеристики самолётов: скорость истребителей достигла 650—720 км/ч, дальность полёта стратегических бомбардировщиков превысила 6,5 тысяч км, а их максимальная бомбовая нагрузка достигла 8—9 т. Производство боевых самолётов всех воюющих государств за годы войны составило 450 тысяч.

В послевоенные годы основное направление развития советских военно-воздушных сил — переход от поршневой авиации к реактивной. Фронтовая авиация получила на вооружение реактивные самолёты МиГ-9, Як-15, МиГ-15, Ла-15, Ил-28 и др. Оснащалась новой авиационной техникой и транспортная авиация. Созданы вертолётные части. На основе опыта, накопленного в период Великой Отечественной войны, разработаны и изданы новые уставные документы. Для обеспечения надежного самолётовождения, точного бомбометания и стрельбы самолёты оснащаются различными радиоэлектронными системами; началось оборудование аэродромов системой посадки самолётов по приборам. Поступление на вооружение ядерного оружия обусловило коренные изменения в формах и способах боевого применения военно-воздушных сил и резко повысило их роль. Одновременно продолжалось развитие авиационной техники. Истребительная авиация получила сверхзвуковые самолёты МиГ-19, вооружённые ракетами класса “воздух — воздух”, а на смену устаревшим самолётам-штурмовикам пришли истребители-бомбардировщики МиГ-15бис, Су-7Б, На вооружение дальней авиации поступили новые тяжёлые реактивные и турбовинтовые самолёты Ту-16, Ту-95, М-4, 3М. Увеличилось производство вертолётов. Количественный и качественный рост военно-транспортных самолётов позволил расширить задачи военно-транспортной. авиации. Рост боевых возможностей ВВС требовал совершенствования системы управления. В 1946 была введена должность Главнокомандующего ВВС — заместителя Министра Вооруженных Сил (затем заместитель Министра обороны СССР). Эту должность занимали К. А. Вершинин (1946—1949, 1957—1969), Жигарев (1949—1957), П. С. Кутахов (1969—1984), А. Н. Ефимов (1984—1990), Е. И. Шапошников (1990—91), П. С. Дейнекин (с 1991). Штаб ВВС преобразован в Главный штаб ВВС.

Продолжалось совершенствование организационной структуры частей, соединений, объединений. В составе ВВС оформились дальняя и военно-транспортная авиация как виды авиации. На вооружение истребительной авиации поступили новые реактивные самолёты с ракетным и пушечным вооружением. Вместо штурмовой авиации создана истребительно-бомбардировочная, способная применять как обычные средства поражения, так и ядерное оружие. Фронтовая и дальняя авиация также стали ракетоносными. В военно-транспортной. авиации на смену устаревшим поршневым самолётам пришли турбовинтовые самолёты большой грузоподъёмности.

Большое внимание уделяется подготовке высококвалифицированных кадров для ВВС. Созданы высшие Военные авиационные училища, начавшие с 1959 подготовку лётчиков-инженеров и штурманов-инженеров. Учреждены почётные звания “Заслуженный лётчик-испытатель СССР” и “Заслуженный штурман-испытатель СССР” (1958), “Заслуженный парашютист-испытатель СССР” (1934). В 1965 для лучших мастеров лётного дела были установлены почётные звания “Заслуженный военный лётчик СССР” и “Заслуженный военный штурман СССР”. Указом Президиума Верховного Совета СССР от 22 августа 1988 почётные звания “Заслуженный военный лётчик СССР”, “Заслуженный военный штурман СССР” и “Заслуженный парашютист-испытатель” упразднены. Для авиационных специалистов, как и представителей других видов Вооруженных Сил, установлено единое почётное звание “Заслуженный специалист Вооружённых Сил”. На вооружение ВВС зарубежных государств (США, Великобритании, Франции, ФРГ) в послевоенный период также поступили реактивные самолёты, оснащённые управляемыми и неуправляемыми реактивными снарядами различных классов и назначения. Основное внимание уделяется развитию тактической авиации (США, ФРГ, Франция), которая рассматривается в качестве основного средства доставки ядерных боеприпасов на театре военных действий и поддержки войск. Для поражения объектов в глубоком тылу в США, Великобритании и Франции были разработаны и приняты на вооружение реактивные стратегические бомбардировщики. Ведутся интенсивные работы по перевооружению военно-воздушных сил новыми типами самолётов.

Советские ВВС к началу 90-х гг. состояли из дальней, фронтовой, армейской и военно-транспортной авиации. Основу их ударной мощи составляла дальняя авиация, оснащённая сверхзвуковыми ракетоносцами и бомбардировщиками большого радиуса действия, способными накосить удары по наиболее важным наземным (морским) объектам противника на континентальных и океанских (морских) театрах военных действий. Фронтовая авиация, имевшая на вооружении бомбардировщики, истребители-бомбардировщики, штурмовики, истребители, разведчики, способна вести борьбу с ракетно-ядерными средствами и авиацией противника, его резервами, осуществлять авиационную поддержку сухопутных войск (сил) путём уничтожения главным образом подвижных объектов, надёжно прикрывать их от ударов противника с воздуха, вести воздушную разведку и радиоэлектронную борьбу в оперативной и тактической глубине обороны противника. Армейская авиация, включавшая боевые и транспортные вертолёты и беспилотные летательные аппараты, способна успешно вести боевые действия по поражению наземных (морских), главным образом подвижных, объектов на переднем крае и в тактической глубине, осуществлять десантирование и обеспечивать манёвр войск, а также решать другие задачи. Военно-транспортная авиация, имея на вооружении современные большегрузные самолёты, способна выбрасывать и высаживать десанты со штатным вооружением (включая танки, орудия, ракеты), перевозить по воздуху на большие расстояния войска, вооружение, боеприпасы и материальные средства, обеспечивать манёвр авиационных соединений и частей, эвакуировать раненых и больных, а также вести радиоэлектронную борьбу и выполнять специальные задачи.

Ежегодно в третье воскресенье августа отмечается День Воздушного Флота. Этот праздник был установлен Указом Президиума Верховного Совета СССР от 28 апреля 1933 в честь выдающихся достижений учёных, авиаконструкторов, лётного и технического состава военно-воздушных сил в деле укрепления обороноспособности государства.

Лит.: Ефимов А. Н., Над полем боя, 2 изд., М., 1980; Яковлев А. С., Советские самолеты, 4 изд., М., 1982; Кожевников М. Н., Командование и штаб ВВС Советской Армии в Великой Отечественной войне 1941—1945. М., 1985; Руденко С. И., Крылья Победы, 2 изд., М., 1985; Тимохович И. В., В небе войны, 1941—1945, 2 изд., М., 1986; Шумихин В. С., Советская военная авиация 1917—1941, М., 1986; Вооруженные силы основных капиталистических госуларств. М., 1988.

А. Н. Ефимов.

военно-транспортный летательный аппарат — предназначается для выброски (высадки) воздушных десантов и осуществления воздушных перевозок войск, боевой техники, вооружения, боеприпасов, горючего, продовольствия и других материальных средств, эвакуации раненых и больных. Военно-транспортные самолёты (ВТС) и вертолёты (ВТВ) подразделяются на тяжёлые, средние и легкие.

В фюзеляже ВТС и ВТВ обычно располагают кабину грузовую для размещения личного состава перевозимых войск, военной техники и грузов. Для крепления, загрузки, выгрузки и десантирования людей и грузов в этих кабинах устанавливают десантно-транспортное оборудование. На большинстве ВТС и ВТВ в их хвостовой части имеется грузовой люк с откидывающейся рампой, через который осуществляют загрузку и выгрузку летательного аппарат на земле. На ВТС грузовой люк открывается также и в полёте, и через него производится выброска десантников, боевой техники и грузов десанта на парашютных системах. Некоторые ВТС имеют откидную носовую часть и грузовой люк в боковой части фюзеляжа (грузовой кабины), которые служат также для загрузки и разгрузки самолёта, но десантирование через них в полёте невозможно. Такие ВТС предназначаются только для воздушных перевозок.

ВТС, как правило, строятся по схеме высокоплана, то есть крыло располагается в верхней части фюзеляжа. Такая схема позволяет иметь максимальный объём грузовой кабины, ровный пол по всей её длине и низкое шасси, благодаря чему удобно загружать самолёт непосредственно из грузовых автомобилей, не прибегая к специальным погрузчикам. Большинство ВТС и ВТВ имеют шасси высокой проходимости, обеспечивающее их эксплуатацию с грунтовых аэродромов, максимально приближённых к расположению перевозимых или десантируемых войск, районам погрузки и выгрузки. В качестве силовых установок на ВТС и ВТВ применяются газотурбинные двигатели. ВТС с турбовинтовыми двигателями и турбореактивными двухконтурными двигателями наряду с хорошими взлётно-посадочными характеристиками имеют большую дальность полёта. Некоторые ВТС оснащены двигателями с устройствами реверсирования тяги, что позволяет существенно сократить длину пробега после посадки.

Бортовое оборудование ВТС и ВТВ обеспечивает выполнение ими боевых задач днём и ночью, в простых и сложных метеорологических условиях. Как правило, ВТС оборудуются автоматизированными пилотажно-навигационными комплексами (ПНК). позволяющими с высокой точностью автономно или с помощью наземных радиотехнических средств выходить в район десантирования и осуществлять прицельную выброску десанта или посадку на заданном аэродроме. В состав ПНК обычно входят бортовые радиолокационные станции, доплеровский индикатор скорости и угла сноса, система воздушных сигналов, бортовая ЭВМ и другая аппаратура. В состав вооружения ряда ВТС входит и бортовой оборонительный комплекс, включающий средства радиоэлектронного противодействия, средства помех тепловым головкам самонаведения ракет; на некоторых ВТС устанавливаются также огневые средства обороны.

В. В. Филиппов.

Историческая справка. Первый самолёт, предназначенный специально для военно-транспортных и десантных операций, создан в Германии фирмой “Юнкерс” — Ju52/3m (первый полёт в 1932, боевая нагрузка 1,5 т). Во Второй мировой войне широко использовались разработанные в США в конце 30-х гг. лёгкие ВТС C-47 “Скайтрейн” фирмы “Дуглас” (на основе пассажирского самолёта DC-3) и С-46 “Коммандо” фирмы “Кёртисс”.

После войны основные работы за рубежом в области военно-транспортной авиации проводятся в США. В конце 40-х — начале 50-х гг. здесь создано несколько типов лёгких и средних ВТС, среди них на фирме “Дуглас” — С-124 “Глоубмастер” II и С-133 “Каргомастер”, которые до Второй половины 50-х гг. были основными в военно-воздушных силах США. В дальнейшем основными разработчиком ВТС стала фирма “Локхид”. Ею выпущены средние тактические самолёты С-130 “Геркулес” (1954), тяжёлые стратегические С-141 “Старлифтер” (1963) С-5А (1968) и С-5В “Галакси” (1985).

В числе ВТС другие стран разработанные в Великобритании — Армстронг-Уитуорт “Аргоси” (1959) и Шорт “Белфаст” (1964], в Италии — Аэриталия G. 222 (1970) в Канаде — DHC-5 “Баффало” (1964, фирма “Де Хэвилленд эркрафт оф Канада”), в ФРГ и Франции — С-360 “Трансаль”.

В СССР в качестве ВТС применялись тяжёлые транспортные самолёты Ан-22 “Антей” (1965). Ан-124 “Руслан” (1982) и Ан-225 “Мрия” (1988), средние АН-12 (1957) и Ил-76 (1971) и лёгкие Ан-26 (1969) и Ан-32 (1976).

В начале 50-х гг. для военно-транспортных операций стали применять многоцелевые вертолёты, в дальнейшем были разработаны специализированные ВТВ. Ведущее место в этой области заняли фирмы “Сикорский” и “Боинг вертол” (США). Наиболее известные ВТВ созданные на фирме “Сикорский”: лёгкие H-34 “Чокто” (1954), UH-60A “Блэк хоук” (1974). средний CH-54 (1962), тяжёлый CH-53E (1974, самый тяжёлый зарубежный вертолёт) и др. На фирме “Боинг вертол” разработаны лёгкий ВТВ CH-46 “Си найт” (1958) и средний CH-47 “Чинук” (1961). Во Франции используется вертолёт фирмы “Аэроспасьяль” AS 332 “Супер пума” (1978).

В СССР в классе ВТВ были созданы тяжёлые Ми-6 (1957), Ми-10К (1965), Ми-26 (1978), средний Ми-8 (1962), лёгкие Ми-4 (1952), Ми-2 (1961) и др.

воздействие на окружающую среду летательных аппаратов — проявляется в виде шума летательных аппаратов и эмиссии вредных веществ с выпускными газами двигателей. Наибольший шум на местности летательные аппараты производят вблизи аэропортов при выполнении взлётно-посадочных операций (см. Шума источники, Шум двигателя, Нормы шума). Значительный шум на местности может создавать вспомогательная силовая установка летательного аппарата при ее работе в наземных условиях. Доля авиации в общем загрязнении атмосферы мала, однако, например, в зоне аэропорта, она может быть значительной. Загрязняющими веществами являются отработавшие газы двигателей, содержащие в небольших концентрациях оксиды углерода, серы и азота, несгоревшие углеводороды, сажу и др. Снижение эмиссии вредных веществ достигается совершенствованием камеры сгорания и других узлов двигателя. Уменьшение загрязнения воздуха обеспечивается также улучшением методов эксплуатации летательных аппаратов. Нормирование воздействия авиации на окружающую среду в рамках международной организации гражданской авиации (ИКАО) осуществляется в соответствии с Приложением 16 “Охрана окружающей среды” (1981) к Чикагской конвенции 1944 о международной ГА. В СССР аналогичные требования к уровням воздействия авиации на окружающую среду были сформулированы в Государственных и отраслевых стандартах, а также в Нормах лётной годности авиационной техники.

воздух — естественная смесь газов, составляющих атмосферу Земли. Основные (по объёму) компоненты В. (%): азот 78,08, кислород 20,95, аргон 0,93, углекислый газ 0,03. Содержание в В. азота, кислорода и инертных газов практически постоянно, причём постоянная концентрация кислорода поддерживается растительным миром Земли. Газовый состав атмосферы до высоты 100—110 км мало меняется. Кислород поглощает ультрафиолетовую радиацию и диссоциирует на атомы, которые, соединяясь с кислородом, образуют озон. У земной поверхности озон содержится в незначительном количестве. Его содержание увеличивается в стратосфере. Содержание воды в В. у земной поверхности непостоянно и может меняться от 2*10-4% по объёму (в полярных районах) до 3% (у экватора). В В. присутствуют примеси антропогенного и космического происхождения, а также атмосферный аэрозоль — твёрдые и жидкие частицы, взвешенные в атмосфере, размеры которых превышают размеры молекул. К твёрдой составной части аэрозоля относятся продукты выветривания почвы, дробления минералов, индустриальной пыли и др. Взаимодействуя с частицами жидкости и растворяясь в их скоплениях, комплексы твёрдого и жидкого аэрозоля служат основой образования капельных и ледяных облаков, осадков, а также формирования смога. Искусственный В. (точнее — искусственная атмосфера, смеси газов, пригодные для дыхания) применяется в высотной авиации.

От физических свойств В. зависят аэродинамические и аэростатические силы, действующие на летательный аппарат в атмосфере, характеристики воздушно-реактивного двигателя. В расчётах значения физических параметров В. берут из данных по международной стандартной атмосфере, где в качестве исходных для среднего уровня моря приняты значения температуры 288,15 К (15{{°}}С), давления 101325 Па, плотности 1,225 кг/м3, молярной массы 28,96 кг/кмоль, показателя адиабаты 1,4, удельной газовой постоянной 287 Дж*кг-1*К-1 удельной теплоёмкости при постоянном давлении 10*103 Дж*кг-1*К-1, скорости звука 340 м/с; стандартизованы и некоторые другие физические параметры воздуха.

С. С. Гайгеров.

воздухозаборник (ВЗ) — элемент летательного аппарата, предназначенный для подвода из атмосферы к двигателю воздуха с параметрами, обеспечивающими высокую эффективность силовой установки по тяге и расходу топлива при её минимальном сопротивлении аэродинамическом и надёжной (без помпажей двигателей и ВЗ) работе. ВЗ подразделяют в зависимости от диапазона скоростей полёта летательного аппарата на дозвуковые и сверхзвуковые, а в зависимости от конфигурации — на осесимметричные, плоские (с прямоугольным поперечным сечением) и другие.

Дозвуковой ВЗ (рис. 1) включает коллектор и диффузор. Коллектор 1 ({{/—/}}), иногда с автоматически открывающимися окнами 2 для впуска воздуха, предназначен для обеспечения безотрывного втекания воздуха в канал при взлёте и маневрировании летательного аппарата. Диффузор 3 с малым углом раствора позволяет улучшить сопряжение коллектора с гондолой 4 двигателя для уменьшения аэродинамического сопротивления. За диффузором ВЗ до воздушно-реактивного двигателя может быть канал почти постоянного поперечного сечения по длине и нередко криволинейный. ВЗ вертолётов выполняются часто с пылезащитным устройством 5. Очистка воздуха осуществляется на криволинейном участке канала 6 за счёт центробежного эффекта. Концентрат пыли удаляется из ВЗ по трубопроводу 7.

Сверхзвуковой ВЗ (рис. 2) включает сверхзвуковой диффузор — участок для торможения и сжатия сверхзвукового потока и дозвуковой диффузор 6, расположенный за “горлом” (наиболее узкое сечение Fr канала). Обечайка 2 выполняется тонкой для уменьшения волнового сопротивлении гондолы. Сжатие потока в сверхзвуковом диффузоре осуществляется в системе скачков уплотнения, образованной специально профилированной обечайкой и клиновидным телом {{I}} у плоских ВЗ или конусообразным центральным телом у осесимметричных ВЗ. Идеальный принцип сжатия (при изоэнтропическом течении) используется редко и только для отдельных участков сверхзвукового диффузора с тем, чтобы не увеличивать длину и массу ВЗ. (В СССР первые работы по теории сверхзвуковых ВЗ выполнены Г. И. Петровым и Ю. Н. Васильевым.) Клиновидное, и конусообразное тела имеют в зоне перехода сверхзвукового течения в дозвуковое отверстия 7 для отсоса пограничного слоя с целью предотвращения срыва потока. Сверхзвуковые диффузоры бывают двух типов: с внешним (до обечайки) сжатием потока (рис. 2, а) и со смешанным сжатием, когда сверхзвуковой поток простирается до горла (рис. 2, б). ВЗ второго типа могут быть с принудительным “запуском”, то есть с кратковременным увеличением площади Fr при восстановлении нарушенного расчётного течения, или автозапускаемые — со сливом из канала избыточного при “запуске” воздуха через отверстия 7. ВЗ смешанного сжатия при Маха числах полёта М{{}} > 2 эффективнее ВЗ внешнего сжатия, но они предпочтительны для летательного аппарат с ограниченной манёвренностью. Число скачков уплотнения в диффузоре выбирается в зависимости от значения M{{}}; при внешнем сжатии — до 3—4 косых и замыкающий (близкий к прямому), при смешанном сжатии — более 4 косых и замыкающий (рис. 2).

Сжатие воздуха в ВЗ с увеличением скорости полёта возрастает и, наряду со сжатием воздуха компрессором газотурбинного двигателя, является фактором, определяющий термический коэффициент полезного действия силовой установки летательного аппарата. При M{{}} > 3 степень повышения давления в ВЗ высокая (22—28), что позволяет создавать воздушно-реактивный двигатель без компрессора (прямоточный воздушно-реактивный двигатель).

Трение и возможные срывы потока в тракте ВЗ, а также сжатие воздуха в скачках уплотнения приводят к снижению коэффициента восстановления полного давления {{η}}, возрастанию степени турбулентности {{ε}} и неравномерности {{σ}} поля полного давления перед воздушно-реактивным двигателем. Снижение η приводит к уменьшению тяги и увеличению удельного расхода топлива двигателя. Увеличение {{ε}} и {{σ}} снижает запасы газодинамической устойчивости двигателя (см. Устойчивость гидродинамическая). Характеристики {{ε}} и {{σ}} улучшаются, если за диффузором расположен канал 5. Для обеспечения высокой эффективности на всех режимах полёта ВЗ выполняется с элементами, автоматически регулируемыми в зависимости от значения M{{}}, так называемого приведённого расхода воздуха G через газотурбинный двигатель, углов атаки и скольжения летательного аппарата. Регулируется площадь горла Fr: у осесимметричных ВЗ — продольным перемещением центр, тела, у плоских ВЗ — поворотом поверхностей диффузоров (изменением углов υ1, υ2, υ3). На старте и до скоростей, соответствующих числу M{{}} = 1 — 1,4, Fr максимальна, при дальнейшем увеличении скорости полёта она уменьшается. Регулирование Fr нередко дополняется регулированием площади Fc для слива части воздуха из канала в атмосферу через окна 4. С целью улучшения характеристик на режимах взлёта ВЗ выполняется с автоматически открывающимися окнами 3 или с отклоняемой обечайкой 2. Иногда для упрощения конструкции ВЗ выполняется нерегулируемым с заведомо худшими характеристиками.

При рассогласовании положения регулируемых элементов ВЗ с режимом работы газотурбинного двигателя система скачков уплотнения в диффузоре нарушается. При этом возможные положения замыкающего скачка уплотнения ограничены: при его смещении по потоку (увеличение G или Fc) — возрастанием возмущений {{ε}} и {{σ}} в канале до неприемлемого для заданного газотурбинного двигателя уровня, а при смещении против потока (уменьшение Fс или G) — появлением признаков помпажа ВЗ, недопустимого для эксплуатации летательного аппарата [низкочастотных (3—15 Гц) автоколебаний потока в канале].

Приемлемые для эксплуатации режимы ВЗ зависят от особенностей так называемой дроссельной характеристики ВЗ {{ν}} = {{φ}}(f) (f = F/F0 — коэффициент расхода воздуха через газотурбинный двигатель, F0 — геометрическая площадь входного сечения ВЗ, F — площадь струи воздуха, попадающей в ВЗ), определяемой совместно с характеристиками ε и σ при испытании модели ВЗ в аэродинамической трубе (рис. 3). Рабочие значения {{ν}}p выбираются с учётом зависящего от коэффициента f аэродинамического сопротивления ВЗ при обеспечении необходимых противопомпажных запасов ВЗ и газотурбинного двигателя. Для этого используется совокупность дроссельных характеристик ВЗ с различным положением органов механизации (различными значениями Fr, Fc).

Места расположения ВЗ на летательном аппарате различны. Важно, чтобы в ВЗ не попадали следы аэродинамические с пониженным полным давлением от впереди расположенных элементов летательного аппарат, а значение и направление местной скорости были благоприятны. Типичные места расположения ВЗ на дозвуковых летательных аппаратах — в лобовой части гондол, укреплённых на пилонах под крылом и на хвостовой части фюзеляжа, а на сверхзвук, летательных аппаратах — под крылом или по бокам фюзеляжа на расстоянии h (рис. 2) от поверхности летательного аппарата, необходимом для предотвращения попадания пограничного слоя в ВЗ. При компоновке ВЗ на летательном аппарате прорабатываются вопросы снижения вероятности повреждения газотурбинного двигателя попадающими в канал с грунта случайными предметами.

Лит.: Абрамович Г. Н., Газовая динамика воздушно-реактивных двигателей. М., 1947; Нечаев Ю. Н., Федоров Р. И., Теория авиационных газотурбинных двигателей, ч. 1—2, М., 1977—1978.

А. В. Николаев.

Рис. 1. Дозвуковые воздухозаборники: а — самолёта; б — вертолёта; штриховые линии — линии тока при взлёте, сплошные — в полёте.

Рис. 2. Сверхзвуковые воздухозаборники: а — с внешним сжатием; б — со смешанным сжатием; штриховые линии — скачки уплотнения.

Рис. 3. Дроссельная характеристика сверхзвукового воздухозаборника: Gmin, Gmax — минимальное и максимальное значения приведенного расхода воздуха.

воздухоплавание — 1) перемещение в воздухе воздухоплавательных аппаратов (ВА), использующих либо только аэростатическую подъёмную силу (свободные аэростаты, радиозонды и т. п.), либо совместно аэростатические и аэродинамические подъёмные силы (привязные аэростаты, дирижабли, гибридные летательные аппараты); 2) организация, (служба), применяющая для полётов ВА. До начала 20-х гг. XX в. термин “В.” обозначал передвижение по воздуху вообще.

Свободные аэростаты служат для выполнения научных исследований, регулярных метеорологических зондирований, разведывательных, военных, спортивных, развлекательных и других целей. Привязные аэростаты используются -для проведения научных исследований, подъёма антенн, локаторов, ретрансляторов, наблюдения и разведки, заграждения .от налётов авиации, подготовки парашютистов, обзора и других целей. Дирижабли могут применяться для транспортных перевозок, ведения дальней и ближней разведок, экспедиционных полётов, поисков подводных лодок, затонувших судов, мин, косяков рыб, спасательных работ, туристических полётов и др.

В зависимости от назначения, высотности и системы управления каждый из основных типов ВА включает аппараты с различными конструктивными особенностями и летно-техническими характеристиками. ВА могут быть как с экипажем, так и без экипажа (пилотируемые или беспилотные). В качестве подъёмного газа, обеспечивающего аэростатическую подъёмную силу, обычно используются водород, гелий, светильный газ или нагретый воздух.

Применяющееся иногда определение ВА как “летательного аппарата легче воздуха” неточно, так как любой ВА может быть и легче, и тяжелее воздуха в его объёме и иметь вес, равный весу этого воздуха, что зависит от аэростатической сбалансированности ВА.

Р. В. Пятышев.

воздушная линия —то же, что авиалиния.

воздушная обстановка — одновременное взаимное расположение по вертикали и горизонтали летательных аппаратов в определенном районе воздушного пространства. Различные районы воздушного пространства имеют неодинаковую сложность В. о., характеризующуюся числом летательных аппаратов, находящихся одновременно в данном районе, числом пересекающихся воздушных трасс, участков воздушных трасс с переменным профилем полёта, размерами воздушного пространства и его структурой. Поэтому воздушное движение должно быть хорошо организовано и контролироваться службой управления воздушным движением.

воздушная скорость — см. в статье Скорость.

воздушная трасса — участок в воздушном пространстве, предназначенный для полётов летательных аппаратов, обеспеченный трассовыми аэродромами и оборудованный средствами радионавигации, контроля и управления воздушным движением. В. т., пролегающие внутри территории государства, относятся к внутренним, а вне территории — к международным. Для каждой В. т. указываются эшелоны (см. Эшелонирование), выделенные для полётов, и ширина (см. Воздушный коридор).

воздушное право — совокупность правовых норм, регулирующих отношения, возникающие в связи с использованием воздушного пространства. В. п. включает нормы национального (внутригосударственного) и международного права; его исходным положением является признание полного и исключительного суверенитета государства в отношении своего воздушного пространства.

Современное В. п. имеет комплексный характер: содержит нормы государственного права (суверенитет над воздушным пространством), гражданские права (перевозки пассажиров, грузов, ответственность перевозчика и владельца воздушного судна, выполнение авиационных работ в народном хозяйстве и т. п.), административные права (порядок регистрации воздушных судов и аэродромов, строительство объектов в районах аэродромов, их маркировка, административная ответственность за правонарушения на воздушном транспорте, уголовного права (ответственность за особо тяжкие правонарушения, например, угон воздушного судна и т. п.). Специфика В. п. предопределила объединение этих норм (за исключением норм уголовного права) в единые законодательные акты.

В России вопросы В. п. регламентируются Воздушным кодексом СССР, отдельные положения содержатся в других законодательных актах и постановлениях. Согласно законодательству, воздушные суда подлежат обязательной регистрации в Государственном реестре. Полёт, при котором воздушное судно пересекает государственные границы и границы других государств, считается международным. Полёты иностранных воздушных судов могут производиться только по установленным воздушным трассам в соответствии с заключёнными международными соглашениями о воздушном сообщении или по специальным разрешениям на разовые полёты. Нормами В. п. регламентированы также правовое положение воздушных судов, порядок деятельности аэродромов и аэропортов, правила осуществления воздушных (в том числе международных) перевозок пассажиров, багажа и грузов, ответственность перевозчика и других лиц при воздушном передвижении и другие вопросы.

Основные источники международного В. п. — международные договоры и конвенции (многосторонние и двусторонние), прежде всего Чикагская конвенция 1944, учредившая Международную организацию гражданской авиации (ИКАО). Многосторонние конвенции решают вопросы ответственности перевозчика при международных авиаперевозках (например. Варшавская конвенция 1929), ответственности эксплуатанта воздушного судна перед третьими лицами (Римская конвенция 1952), борьбы с актами незаконного вмешательства в деятельность гражданской авиации (Токийская конвенция 1963), в частности с незаконным захватом воздушных судов (Гаагская конвенция 1970), незаконными актами, направленными против безопасности гражданской авиации (Монреальская конвенция 1971), и др.

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

В. С. Грязнов

воздушное пространство — пространство, простирающееся вверх над поверхностью Земли. В воздушном праве различают государственное (национальное) В. п. и В. п. над открытым морем. Государственное В. п. расположено над сухопутной и водной территориями государства, включая его территориальные воды. Оно входит в состав государственной территории и находится под полным и исключительным суверенитетом данного государства. Принцип суверенитета государства над В. п. получил юридическое закрепление в Парижской конвенции 1919 о воздушных передвижениях и в Чикагской конвенции 1944. В. п. над открытым морем расположено над морями и океанами за пределами территориальных вод государств и открыто для полётов летательных аппаратов всех стран. Принцип свободы полетов над открытым морем предполагает, что каждое государство должно разумно учитывать заинтересованность других государств в свободе полётов, соблюдать общепризнанные принципы и нормы международного права.

Для организации полётов, обслуживания воздушного движения, а также обеспечения других видов деятельности, связанной с использованием В. п. (пуски ракет, стрельбы и др.), в нём определяются следующие структурные элементы: районы полётной информации (например, районы, где имеется управление воздушным движением), районы аэродромов, воздушные трассы, коридоры входа и выхода летательных аппаратов, зоны ожидания и т. д. Над объектами, имеющими важное государственное значение, устанавливаются запретные зоны, зоны ограничения полётов. В интересах организации полётов и обслуживания воздушного движения В. п. делится, кроме того, на верхнее и нижнее, граница между которыми обычно проходит на уровне 6000 м. Районы и зоны, в которых обеспечивается диспетчерское обслуживание воздушного движения, в документах Международной организации гражданской авиации признаются контролируемым В. п. В неконтролируемом В. п. организуются только полётно-информационное обслуживание и аварийное оповещение.

А. И. Котов.

воздушное сообщение —в широком смысле любые установленные полёты воздушных судов между пунктами земной поверхности. В узком, нормативном значении — перевозка пассажиров, багажа, грузов и почты по установленным воздушным линиям в соответствии с объявленным расписанием. Международное В. с. осуществляется на основании международных договоров или специальных разрешений на выполнение разовых полётов. Наиболее распространённой формой регулирования международного В. с. являются межправительственные соглашения о В. с. В этих соглашениях содержатся перечни авиалиний, предоставляемых коммерческих прав — “свобод воздуха”, национальных авиапредприятий, назначенных для выполнения полётов, и т. д. Тарифы, частота движения, а иногда объёмы перевозок по таким воздушным линиям подлежат утверждению ведомствами гражданской авиации договаривающихся сторон. См. Соглашения о воздушном сообщении. Коммерческие соглашения.

воздушное судно. Понятие “В.с.” определяется внутренним законодательством страны, а в международном праве — Чикагской конвенцией 1944. В соответствии с Воздушным кодексом СССР В. с. — летательный аппарат, поддерживаемый в атмосфере за счёт его взаимодействия с воздухом, отличным от взаимодействия с воздухом, отражённым от земной поверхности. Аналогичное определение В. с. дано в Приложении 7 к Чикагской конвенции. Летательные аппараты, способные перемещаться в воздушном пространстве и за его пределами исключительно с помощью реактивной тяги или по инерции (ракеты, средства космической техники), а также суда на воздушной подушке, как правило, не считаются В. с. К В. с. не относятся также метеорологические шары и беспилотные неуправляемые аэростаты без полезного груза (маленькие шары типа детских). С точки зрения технической классификации В. с. могут быть как легче воздуха (свободные и привязные аэростаты, дирижабли и др.), так и тяжелее воздуха (самолёты, вертолёты, планеры, винтокрылы и др.).

Единой юридической классификации В. с. не имеется. Чикагская конвенция предусматривает деление В. с. на гражданские и государственные. Например, В. с., используемые на военной, таможенной и полицейской службе, конвенция относит к государственным В. с., а другие — к гражданским В. с. Положения Чикагской конвенции к государственным В. с. не применяются.

В. с. может быть допущено к эксплуатации, если оно должным образом зарегистрировано. Согласно Чикагской конвенции, В. с. имеет национальность того государства, в котором оно зарегистрировано. В подтверждение регистрации В. с. выдаётся свидетельство, с этого момента государство регистрации приобретает права и обязанности в отношении надлежащего использования В. с. Конвенция предусматривает, что регистрация В. с. считается действительной только в одном государстве. Если В. с. передаётся другому государству, регистрация В. с. может переходить от одного государства к другому. В. с. должно отвечать установленным требованиям безопасности аэронавигации, оно должно быть годным к полёту, то есть технически исправно, что подтверждается удостоверением о годности В. с. к полёту (см. Документация на воздушном судне), а также наличием на В. с. государственного регистрационного опознавательного знака.

Советское законодательство допускало возможность продажи или передачи В. с. иностранному государству, иностранным юридическим лицам или иностранным гражданам в порядке внешнеторговой сделки. В. с. снимается с эксплуатации при исключении его из реестра. Основанием для исключения служит списание В. с., а также продажа или передача его в установленном порядке другому государству, иностранному юридическому, или физическому лицу. В международном праве вопросы перехода права собственности на В. с. частично урегулированы Женевской конвенцией 1948 о международном признании права на воздушные суда; СССР не участвовал в этой конвенции.

Н. Н. Смыслова, В. М. Сенчило.

Табл.—Международная таблица сигналов

Средства связи

Под

апаемые сигналы

“терплю бедствие”

сигнал срочности

сигнал предупреждения об опасности

Радиотелеграф Радиотелефон

Сигналом “СОС” Открытым текстом; при международн полётах слоном *МЭЙДЭЙ”

Букв СЛОЕ

ами “БББ” ои “ПАН”

Буквами “ТТТ” Словом “СИКЬЮРИТИ”

воздушное судно, терпящее бедствие. Воздушное судно признаётся терпящим бедствие, если ему самому или людям, находящимся на его борту, угрожает непосредственная опасность, которая не может быть устранена самим экипажем. По регламентам международным авиационным, аварийная стадия подразделяется на стадию неопределённости (характеризуется наличием неуверенности в безопасности воздушного судна и находящихся на его борту лиц); стадию тревоги (означает, что существуют опасения в отношении указанной безопасности); стадию бедствия (характеризуется наличием обоснованной уверенности в том, что воздушному судну и находящимся на его борту лицам грозит серьёзная и непосредственная опасность или им требуется оказать немедленную помощь).

В нашей стране действия командира В. с., т. б., его экипажа и других лиц регулируются Воздушным кодексом СССР. Прежде всего В. с., т. б., должно подавать сигналы бедствия. Для всей авиации установлены сигнал “СОС”, а также сигналы срочности и предупреждения об опасности. Сигналы бедствия передаются и принимаются на действующих каналах управления воздушным движением, общих каналах связи и пеленгации, а также на частоте международной спасательной службы. При полётах над морем экипаж передаёт эти сигналы и на международной частоте для морской судов. Сигналы срочности передаются только на частотах связи с органами управления воздушным движением (см. табл.).

Экипаж В. с., т. б., одновременно с сигналом “СОС” включает сигнал бедствия, аппаратуру опознавания, а затем сообщает своё местонахождение (координаты) и передаёт сигналы для радиопеленгования, после чего сообщает о характере происшествия и необходимости помощи. В случае невозможности продолжения полёта В. с., т. б., командир должен принять решение о вынужденной посадке, при этом средства автоматической передачи сигналов пеленгирования, если они имеются, должны быть постоянно включены. Командир воздушного судна, принявший сигнал бедствия от другого воздушного судна либо обнаруживший В. с., т. б. или потерпевшее бедствие, обязан оказать ему помощь (если он может это сделать без опасности для вверенного ему судна, пассажиров и экипажа), отметить на карте место бедствия и сообщить о бедствии органу управления воздушным движением. Экипаж любого воздушного судна должен, кроме того, продолжать следить за передачей информации о бедствии на установленной частоте. Передачи сообщений с других воздушных судов на этой же частоте, не вызываемые крайней необходимостью, запрещаются до особого указания диспетчера.

Органы управления воздушным движением обязаны принимать все возможные меры к оказанию помощи В. с., т. б. или потерпевшему бедствие, в том числе иностранному В. с.

Н. И. Васильев.

воздушное судно-нарушитель — воздушное судно, пересекающее государственную границу без разрешения компетентных органов соответствующего государства или совершающее иные нарушения правил полётов через государственную границу и порядка использования воздушного пространства.

Разрешение компетентных органов на пересечение государственной границы (так называемое техническое разрешение) обычно выдаётся для каждого рейса, независимо от права на полёт, предусмотренного актами национального законодательства, международными договорами или разрешениями на совершение разовых полётов. При нарушении, совершённом в пределах государственной территории, В. с.-н. принуждается к посадке, если оно не подчиняется требованиям органов, контролирующих полёты.

В. с.-н., получившее распоряжение о посадке, должно произвести посадку в указанном ему месте. После посадки и выяснения причин нарушения разрешение на дальнейший полёт даётся компетентными органами (ведомством авиации, пограничными войсками, министерством иностранных дел, органами управления воздушным движением).

Нарушение использования воздушного пространства может выражаться в полёте воздушного судна на не установленной высоте (эшелоне), в несанкционированном изменении курса, во входе в запретную зону и т. п. Органы, контролирующие полёты, должны по каналам связи потребовать от воздушного судна прекратить нарушение. Невыполнение воздушным судном указания о посадке после того, как использованы все установленные меры предупреждения и требования о посадке, порождает юридический факт, дающий основание для принуждения к посадке и пресечения нарушения (см. Перехват воздушного судна-нарушителя).

Ю. Н. Малеев.

воздушно-космический самолет (ВКС) — летательный аппарат для полёта в атмосфере (на основе аэродинамических принципов) и в космическом пространстве. Концепция ВКС была впервые сформулирована Ф. А. Цандером (1924). ВКС объединяет ряд компонентов и систем самолёта, ракеты-носителя и космического аппарата и рассчитывается на достижение орбитальных высот и скоростей, полёт в космическом пространстве, маневрирование на орбите или с погружением в атмосферу, спуск в атмосфере с маневрированием для горизонтальной (“самолетной”) посадки в заданном районе. ВКС могут классифицироваться по следующим признакам: особенности аэродинамической схемы (например крылом или несущим корпусом), наличие или отсутствие компонентов одноразовой: использования (внешние топливные баки, ускорители), тип старта (горизонтальный на собственном шасси или с помощью аэродинамической тележки, вертикальный с использованием разгонных блоков ракет-носителей или ускорителей с ракетным двигателем твёрдого топлива, воздушный с самолёта-носителя) , тип силовой установки, вид горючего и окислителя, тип теплозащитной системы (активная или пассивная) и др. В состав силовой установки ВКС могут входить жидкостный ракетный двигатель, ракетный двигатель твёрдого топлива и воздушно-реактивный двигатель. ВКС с горизонтальным взлётом и посадкой на обычные взлётно-посадочные полосы могут обеспечивать по сравнению с другие летательными аппаратами повышенную оперативную гибкость и меньшие эксплуатационные расходы. Потенциальный спектр заданий для ВКС очень широк: транспортные операции по доставке экипажей и грузов на орбитальные станции и возвращение космонавтов и грузов на Землю, инспекция и ремонт искусственных спутников Земли, выполнение комплексных космических программ, пассажирские перевозки и т. д. К ВКС можно отнести советский орбитальный корабль “Буран”, орбитальную ступень американского. космического корабля “Спейс шаттл”.

Ю. Я. Шилов.

воздушно-реактивный двигатель (ВРД) — реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. При использовании химического авиационного топлива кислород, содержащийся в воздухе, является основным окислителем при горении топлива в ВРД. Если источником энергии в ВРД служит, например, ядерная энергия, то теплота к рабочему телу (воздуху) передается с помощью промежуточных теплоносителей или другие способом (см. Авиационная ядерная силовая установка). Термодинамический цикл ВРД в общем случае включает процессы сжатия воздуха, забираемого из атмосферы, подвода теплоты (одно- или многократного) и расширения нагретого газа до атмосферного давления. ВРД по способу сжатия воздуха делятся на компрессорные и бескомпрессорные. У компрессорных ВРД сжатие воздуха осуществляется в воздухозаборнике, а далее механическим компрессором, вращаемым газовой турбиной. Такие ВРД принадлежат к классу газотурбинных двигателей (ГТД). Принципиально возможен привод компрессора от поршневого двигателя внутреннего сгорания (мотокомпрессорный ВРД). К бескомпрессорным ВРД относятся прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) и пульсирующий воздушно-реактивный двигатель. В ПВРД (рис. 1) сжатие воздуха осуществляется только за счёт кинетической энергии набегающего потока воздуха. Разновидностью прямоточного ВРД является гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) со сверхзвуковой скоростью течения воздуха внутри двигателя.

К ГТД прямой реакции относятся одно- и двухконтурный турбореактивные двигатели (ТРД и ТРДД). При использовании форсажных камер сгорания (турбореактивный двигатель с форсажной камерой и турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой) диапазон применения этих двигателей по скорости полёта расширяется. К ВРД по рабочему процессу и конструкции близки авиационного ГТД непрямой реакции: турбовинтовые двигатели (ТВД) и их разновидности — турбовинтовентиляторные двигатели и турбовальные двигатели. Эти двигатели предназначены только для дозвуковых скоростей полёта.

Особый класс образуют комбинированные двигатели, сочетающее элементы ГТД, ракетного двигателя и ПВРД. Области применения ВРД по скорости и высоте полёта показаны на рис. 2.

Идеи создания ВРД различных схем высказывались во второй половине XIX — начале XX вв. В 30-е гг. начали создаваться экспериментальные образцы ТРД, ПВРД, мотокомпрессорных ВРД. Первые боевые самолёты с турбореактивными двигателями появились в Великобритании и Германии в 1944. Начиная с 50-х гг. ВРД становится основным типом двигателей самолётов. На некоторых беспилотных летательных аппаратах нашли применение прямоточный воздушно-реактивный двигатель и ракетно-прямоточные двигатели.

Лит.: Теория воздушо-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975.

В. А. Сосунов.

Рис. 1. Схема ПВРД прямой реакции: 1 — набегающий поток воздуха; 2 — воздухозаборник; 3 — подвод топлива; 4 — камера сгорания; 5 — реактивное сопло; 6 — вытекающие газы; 7 — стабилизатор пламени; 8 — топливный коллектор с форсунками.

Рис. 2. Области применения различных двигателей по высоте (H) и числу Маха (M{{}}) полёта: 1 — турбовальные газотурбинные двигатели; 2 — турбовинтовые двигатели, турбореактивные двухконтурные двигатели; 3 — турбореактивные двигатели, турбореактивные двигатели с форсажной камерой, турбореактивные двухконтурные двигатели с форсажной камерой; 4 — прямоточные воздушно-реактивные двигатели, комбинированные двигатели; 5 — гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели; 6 — жидкостные ракетные двигатели; а — ограничение по подъёмной силе летательного аппарата; б — ограничение по аэродинамическому нагреванию и прочности летательного аппарат.

воздушный бой — вооружённое противоборство в воздухе одиночных самолётов (вертолётов) или групп летательных аппаратов (подразделений, частей), сочетающих огонь бортового оружия и манёвр для уничтожения противника или отражения его атак. В. б. — один из основных способов боевых действий истребительной авиации в борьбе за господство в воздухе. В современных условиях выполнение боевых задач всеми родами авиации, как правило, связано с ведением В. б. В зависимости от условий проведения В. б. различаются: по составу участвующих сил (одиночные и групповые); по высотам, на которых они ведутся (на малых, средних и больших высотах, в стратосфере); по времени суток (дневные и ночные); по условиям погоды (в простых или сложных метеоусловиях); по типам целей. В. б. начинается после обнаружения противника и заканчивается его уничтожением или прекращением В. б. по команде командира (например, при ограниченном запасе топлива, при повреждении самолёта или ранении члена экипажа). В. б. истребителей включает режимы обнаружения цели, распознавании цели, сближения, атаки цели и выхода из атаки. В процессе обнаружения и распознавания государственной принадлежности воздушной цели лётчик использует прицельно-навигационную систему истребителя либо получает необходимую информацию о пели по каналам связи от командного пункта наведения. Самолёты других родов авиации (бомбардировщики, разведчики и др.) ведут В. б. вынужденно, применяя оборонительное маневрирование в сочетании с огнём бортового оборонительного оружия и постановкой помех информационным средствам атакующего самолёта.

Б. С. Левин.

воздушный винт — лопастной движители для преобразования крутящего момента двигателя в тягу винта. Устанавливается на самолётах, винтокрылах, аэросанях, аппаратах на воздушной подушке, экранопланах и т. д.

В. в. подразделяются; по способу установки лопастей — на винты неизменяемого, фиксированного и изменяемого шага (могут быть флюгерными или флюгерно-реверсивными); по механизму изменения шага — с механическим, электрическим или гидравлическим приводом; по схеме работы — прямой или обратной схемы; по конструкции — на одиночные, соосные, двухрядные, В. в. в кольце (рис. 1).

В. в. (рис. 2) состоит из лопастей (см. Лопасть винта), втулки и может также включать механизм изменения шага винта. В. в. различаются диаметром D (0,5—6,2 м) и числом лопастей k (2—12). Втулка служит для крепления лопастей и передачи крутящего момента от вала двигателя. Механизм изменения шага обеспечивает изменение угла установки лопастей в полёте.

У В. в. неизменяемого шага лопасти не поворачиваются вокруг своих осей. Лопасти В. в. фиксированного шага могут быть установлены под необходимым углом перед полётом, но во время работы они не поворачиваются. У В. в. изменяемого шага можно изменять угол установки лопастей с помощью системы ручного управления или автоматически с помощью регулятора частоты вращения. Регулятор поддерживает заданную частоту вращения двигателя, управляя шагом посредством подачи масла через систему каналов в соответствующие полости механизма управления В. в. с гидравлическим приводом. У флюгерного В. в. лопасти могут устанавливаться по потоку для уменьшения аэродинамического сопротивления при вынужденной остановке двигателя в полёте (см. Флюгирование винта). Лопасти флюгерно-реверсивного В. в. могут также устанавливаться в такое положение, когда при его вращении создаётся отрицательная тяга, используемая на посадке для сокращения длины пробега и маневрирования на земле (см. Реверсирование винта).

Механические и электрические механизмы изменения шага обладают большой инерционностью и поэтому практически не используются. Наиболее распространены В. в. с гидравлическим приводом. У В. в. с гидравлическим приводом прямой схемы лопасти устанавливаются на малый шаг с помощью усилий, создаваемых давлением масла, а на большой шаг — центробежными силами противовесов. Такие В. в. применяются при мощностях двигателя до 2000 кВт. При мощностях свыше 2000 кВт значительно возрастает масса противовесов, поэтому используются В. в. обратной схемы, у которых лопасти устанавливаются на большой шаг с помощью усилий, создаваемых давлением масла, а на малый шаг — центробежными силами самих лопастей.

Одиночный винт имеет один ряд лопастей, соосный В. в. состоит из двух одиночных винтов, установленных на соосных валах и вращающихся в противоположные стороны (см. Соосный винт). Двухрядный В. в. состоит из двух одиночных винтов, расположенных один за другим и вращающихся в одном направлении. В. в. в кольце имеет профилированное кольцо, благодаря которому создастся дополнит тяга; эффективен на малых скоростях (до 200 км/ч). Для уменьшения аэродинамического сопротивления и потерь мощности на входе в двигатель на В. в. устанавливают обтекатели (эллиптические, конические и др.), закрывающие втулку и прикомлевые части лопастей. На В. в. могут размещаться противообледенительные системы.

К В. в. нового поколения относятся В. в. уменьшенного диаметра с большим числом широких тонких саблевидных лопастей (рис. 3), которые необоснованно называются винтовентиляторами.

В начальный период развития авиации В. в. изготовлялись главным образом из древесины, а в последующие годы нашли применение другие конструкционные материалы (сталь, титан, алюминиевый сплавы, композиционные материалы и др.).

Для оценки качества В. в. и сопоставления их между собой используются в основном безразмерные тяга винта α и мощность {{β}} = N/{{ρ}}n3D5 (N — мощность двигателя, {{ρ}} — плотность воздуха, n — частота вращения винта) и коэффициент полезного действия воздушного винта {{η}} = {{αλ}}/{{β}}({{λ}} = V/nD — относительная поступь винта, V — скорость полёта). Характеристики В. в. определяют в лётных испытаниях, из исследований В. в. и их моделей в аэродинамических трубах, а также теоретическим путем. При расчётах различают 2 случая; определение формы, размеров и числа лопастей по заданным значениям {{α}}, {{β}} и {{η}} (прямая задача) и определение {{α}}, {{β}}, и {{η}} по известной геометрии В. в. (обратная задача).

Впервые рассматривать лопасть В. в. как крыло предложил русский инженер С. К. Джевецкий в 1892, он же в 1910 выдвинул гипотезу плоских сечений (каждое сечение лопасти рассматривается как профиль крыла). Путём разложения (рис. 4) подъёмной силы профиля dY и его сопротивления аэродинамического dX определяют тягу dP и силу dQ сопротивления вращению рассматриваемого элемента лопасти, а полные тягу лопасти и силу сопротивления её вращению (отсюда — потребную для вращения В. в. мощность двигателя) получают интегрированием вдоль лопасти. В основном действующие на элемент лопасти силы определяются относительной скоростью W набегающего потока и её геометрическим углом атаки {{α}}r = {{φ}}-arctg(V/{{ω}}r), {{φ}} — угол установки элемента лопасти. В идеальном случае скорость набегающего потока W = {{ω}}Xr + V, где {{ω}} — угловая скорость лопасти, r — радиус-вектор рассматриваемого сечения, V — вектор скорости полёта. При своём движении лопасть увлекает за собой воздух, придавая ему дополнительную, индуктивную скорость w. В результате истинная скорость Wн,. обтекания элемента и истинный угол атаки ({{α}}н на рис. 4) отличаются от идеальных. Вычисление w и {{α}}н являются основной задачей теории винта.

В 1910—1911 Г. X. Сабинин и Б. Н. Юрьев развили теорию Джевецкого, включив в неё, в частности, некоторые положения теории идеального пропеллера. Расчёты В. в. по полученным ими формулам вполне удовлетворительно согласовывались с экспериментальными результатами. В 1912 Н. Е. Жуковский предложил вихревую теорию, дающую точное физическое представление о работе винта, и практически все расчёты В. в. стали проводиться на основе этой теории.

Согласно теории Жуковского, винт заменяется системой присоединённых и свободных вихрей (рис. 5). При этом лопасти заменятся вихрями присоединёнными, которые переходят в вихрь свободный (рис. 6), идущий вдоль оси винта, а с задней кромка лопасти сходят свободные вихри, образующие в общем случае винтовую вихревую пелену. При допущении, что {{ω}} < < V и свободные вихри имеют форму винтовых линий (малы возмущения), Жуковский получил простые формулы для скорости {{ω}}, вызываемой цилиндрическим слоем винтовых вихрей (то есть для осреднённой по окружности {{ω}}), дающие непосредственную связь {{ω}} с циркуляцией скорости вокруг сечения лопасти. Гипотеза плоских сечений при безотрывном обтекании лопасти была подтверждена экспериментально совпадением распределений давления по сечениям лопасти вращающегося В. в. и крыльев с теми же профилями сечений. Оказалось, однако, что вращение влияет на распространение срыва потока по поверхности лопасти и в особенности на разрежение в области отрыва. Начинающаяся на конце лопасти область отрыва потока подобна вращающейся трубе, разрежение в ней управляется центробежной силой и на внутренней части лопасти намного больше, чем на крыле.

При {{λ}} < 1 истинная индуктивная скорость близка к средней, и полученные в вихревой теории формулы дают хорошие результаты при расчёте и проектировании В. в. Однако при {{λ}} > 1 отличие истинной {{ω}} от средней становится заметным, и расчёт В. в. с истинной {{ω}} становится аналогичным расчёту крыла конечного размаха (см. Крыла теория). При расчёте тяжело нагруженных В. в. (с большим отношением мощности к сметаемой винтом поверхности) необходимо учитывать деформацию вихрей.

Вследствие того, что к окружной скорости В. в. добавляется поступательная скорость летательного аппарата, влияние сжимаемости воздуха сказывается прежде всего на В. в. (приводит к уменьшению коэффициента полезного действия). При дозвуковых окружной скорости конца лопасти, поступательной скорости самолёта и дозвуковой скорости W влияние сжимаемости воздуха на {{ω}} слабое и сказывается лишь на обтекании лопасти. В случае же дозвуковой скорости летательной аппарат и сверхзвуковой скорости W на конце лопасти (когда необходим учёт сжимаемости среды) теория В. в., основанная на схеме присоединённых (несущих) вихрей, становится практически неприменимой, к нужен переход к схеме несущей поверхности. Такой переход необходим и при дозвуковой скорости конца лопасти, если её ширина достаточно велика. Полученные в СССР экспериментальным путём аэродинамические характеристики В. в. и поправки, обусловленные сжимаемостью воздуха, широко применялись при выборе диаметров и числа лопастей В. в. и вместе с выбором формы лопастей (в особенности профилей их сечений) дали возможность улучшить лётные характеристики отечественных самолетов, в том числе участвовавших в Великой Отечественной войне.

В течение первого периода освоения больших дозвуковых скоростей основной задачей проектирования В. в. считали создание винтов большого диаметра (до 6 м) с высоким коэффициентом полезного действия (~85%) при максимальной скорости полёта. Характеристики профилей при больших околозвуковых скоростях полота впервые были получены экспериментально на винтах с так называемыми дренированными лопастями, причём один из профилей имел свойства сверхкритического профиля (1949). Для второго периода (с 60-х гг.) характерно дополнительное требование — увеличенная тяга В. в. при взлёте. С этой целью были разработаны лопасти с профилями увеличенной кривизны. Дальнейшее развитие В. в. связывают с разработкой винтов с большим числом широких тонких саблевидных лопастей (рис. 3). С увеличением числа и ширины лопастей большое значение приобретает обтекание их комлевых частей, где существенен эффект решётки профилей. Средством уменьшения волнового сопротивления может быть выбор формы кока. Расчеты и эксперименты показывают, что на скоростях полёта, соответствующих Маха числу полёта M{{}} < = 0,9, эти В. в. обеспечат значительную экономию топлива по сравнению с турбореактивными двигателями и турбореактивными двухконтурными двигателями (до 20—30%), будут менее шумными, что особенно существенно в связи с постоянным ужесточением Норм шума.

В СССР большой вклад в разработку теории, методов расчёта и проектирование В. в. внесли С. Ш. Бас-Дубов, Б. П. Бляхман, В. П. Ветчинкин, К. И. Жданов, Г. М. Заславский, В. В. Келдыш, А. Н. Кишалов, Г. И. Кузьмин, А. М. Лепилкин, Г. И. Майкапар, И. В. Остославский, Н. Н. Поляков, Д. В. Халезов.

Лит.: Жуковский Н. Е., Вихревая теория гребного винта, Полн. собр. соч., т. 6, М., 1937; Юрьев Б. Н., Воздушные винты, М., 1933; Александров В. Л., Воздушные винты, М., 1961; Франкль Ф. И., Избр. труды по газовой динамике, М., 1973; Теория несущего винта, М., 1973; ЦАГИ — Основные этапы научной деятельности 1918—1968 гг., М., 1976.

Г. И. Майкапар, Ю. Л. Сухоросов.

Рис. 1. Схемы воздушных винтов.

Рис. 2. Воздушный винт: 1 — втулка; 2 — обтекатель; 3 — механизм изменения шага; 4 — лопасть; 5 — нагревательный элемент противообледенительной системы.

Рис. 3. Модель винта нового типа (винтовентилятора) с лопастями из композиционных материалов (ЦАГИ).

Рис. 4. Скорости обтекания и силы, действующие на элемент лопасти вращающегося воздушного винта.

Рис. 5. Вихревая схема воздушного винта: 1 — присоединённые вихри; 2 — свободные вихри; штриховая линия и стрелка у неё — плоскость и направление вращения винта; стрелки у вихрей — направления циркуляции скорости.

Рис. 6. Сход свободных вихрей с концов лопастей воздушного винта (эксперимент).

воздушный кодекс СССР —единый законодательный акт, содержащий нормы права, регулировавшие деятельность авиации и порядок использования воздушного пространства СССР для полётов воздушных судов. Введён в действие с 1 января 1984.

Воздушный кодекс закрепляет полный и исключительный суверенитет государства над воздушным пространством. Его действие распространяется на всю гражданскую авиацию в пределах страны и на все её гражданские воздушные суда во время их нахождения за её пределами, если законы страны пребывания воздушного судна не требуют иного.

Воздушный кодекс определяет цели использования гражданской авиации: перевозка пассажиров, багажа, грузов и почты; выполнение авиационных работ в отдельных отраслях народного хозяйства; оказание медицинской помощи населению и проведение санитарных мероприятий; проведение экспериментальных и научно-исследовательских работ, учебных, культурно-просветительных и спортивных мероприятий; проведение поисково-спасательных и аварийно-спасательных работ и оказание помощи в случае стихийных бедствий. Воздушный кодекс определяет понятие гражданского воздушного судна и его правовое положение, регулирует вопросы, связанные с экипажем гражданского судна, уделяя особое внимание правам командира воздушного судна, регламентирует порядок создания гражданских аэродромов и аэропортов (их регистрация, допуск к эксплуатации и др.).

Нормы Воздушного кодекса о полётах воздушных судов содержат правила подготовки и допуска воздушного судна к полёту, организации воздушного движения, оборудования воздушных трасс и местных воздушных линий и допуска их к эксплуатации и др., а также регулируют вопросы, связанные с видами деятельности, представляющей угрозу безопасности полётов (о воздушных судах-нарушителях, о поиске и оказании помощи воздушным судам и др.), о расследовании авиационных происшествий, об ответственности за вред, причинённый третьим лицам на поверхности и при столкновении в воздухе.

Воздушный кодекс определяет основные условия воздушной перевозки авиапассажиров, багажа, грузов и почты, ответственность перевозчика за вред, причиненный жизни или здоровью пассажира, а также за утрату, недостачу или повреждение багажа и груза или за просрочку их доставки; порядок и сроки предъявления претензий и исков и др.; предусматривает особые правила международных воздушных перевозок. Специальная глава Воздушного кодекса посвящена договору чартера воздушного.

Воздушный кодекс регулирует вопросы административной ответственности за нарушение правил безопасности полётов воздушных судов, поведения на воздушном судне, определяет правила, направленные на обеспечение сохранности грузов и др., виды правонарушений и санкции за них (в основном в виде штрафов), порядок рассмотрения дел об административных правонарушениях.

В. С. Грязнов.

воздушный коридор — ограниченная по ширине (иногда и по высоте) полоса воздушного пространства для полёта летательных аппаратов. В. к. устанавливается в районах с особым режимом полётов (для пересечения государственной границы, обеспечения безопасности полётов в зонах аэродромов, аэроузлов с высокой интенсивностью полётов и т. п.). В. к. может быть с односторонним или двусторонним движением; различают В. к. входные, выходные и обходные. В. к. оборудуется радиотехническими и другими средствами навигации, контроля и управления воздушным движением. Ширина В. к. зависит от местных условий, высоты полёта и типа летательных аппаратов и обычно составляет 5—20 км (в обе стороны от оси В. к.).

воздушный порыв — см. в статье Атмосферное возмущение.

воздушный путь — расстояние, пройденное летательным аппаратом относительно воздуха. В. п. может определяться бортовыми вычислителями интегрированием по времени воздушной скорости.

воздушный транспорт — один из видов транспорта; осуществляет перевозки пассажиров, багажа, грузов и почты с помощью авиационной техники. В. т. представляет собой относительно самостоятельную часть транспортной системы мира, включающей также железнодорожный, автомобильный, морской, речной и трубопроводный транспорт. Важное место В. т. занимает в перевозке пассажиров на дальние расстояния и в труднодоступные районы. В. т. состоит из сети авиапредприятий транспортных (с парком воздушных судов), аэропортов (с системой аэропортовых сооружений и средствами механизации, навигации, связи и управления воздушным движением), а также учреждений, организаций и предприятий, осуществляющих подготовку и переподготовку кадров, техническое обслуживание и ремонт авиационной техники.

К концу 1990 В. т. СССР обслуживал около 4000 городов и населённых пунктов. Воздушные магистрали шли от Москвы и других центров страны (столиц союзных республик, Ленинграда, Новосибирска, Свердловска, Красноярска, Иркутска, Омска, Хабаровска и др.) во всех направлениях, образуя сеть связанных между собой союзных авиалиний. Кроме того, в СССР действовало более 2 тысяч местных авиалиний. См. Гражданская авиация СССР. В 1989 в СССР В. т. было перевезено 132 миллионов пассажиров, 3,3 миллионов т грузов. В зарубежных странах В. т. представлен государственными, смешанными государственно-частными, а также частными транспортными авиапредприятиями (авиакомпаниями). В 1989 транспортные авиапредприятия 162 стран — участниц Международная организация гражданской авиации перевезли 1099 миллионов пассажиров, 18 миллионов т грузов. Объём пассажирских перевозок составил 1778 миллиардов пассажиро-км, грузовых —57,41 миллиардов т-км, почтовых —5,07 миллиардов т-км, всех перевозок — 223,48 миллиардов т-км.

“Воздушный транспорт”. Издаётся с 1 января 1978, выходила три раза в неделю (с 1990 — раз в неделю). Газета освещает проблемы гражданской авиации, связанные с воздушными перевозками пассажиров и грузов, освоения новой техники, подготовки лётных кадров, строительства аэропортов. Газета помогает в решении социальных и правовых задач, ведёт разделы, посвящённые истории воздухоплавания, опыту зарубежных авиакомпаний.

возмущений теория — приближенная теория какого-либо явления, построенная в предположении малости некоторого параметра (набора параметров), характеризующего отклонение рассматриваемого явления от известного исходного состояния. В задачах аэро- и гидродинамики роль малого параметра может играть относительная толщина {{τ}} обтекаемого тела, величина, обратная Рейнольдса числу, Маха число M или величина, обратная этому числу, разность |М-1| и т. п.

Различают две разновидности В. т. — теорию регулярных возмущений и теорию сингулярных возмущений. В случае регулярных возмущений предположение о малости того или иного параметра справедливо во всей области, где наблюдается исследуемое явление. Наиболее известной в гидродинамике теорией такого типа является линеаризованная теория невязкого обтекания тонкого заострённого тела сверхзвуковым потоком газа. Если предположить, что толщина тела, а вместе с ней и угол атаки уменьшаются до нуля, то обтекаемое тело переходит в пластинку и перестаёт возмущать набегающий поток. На этом основании заключают, что значение скорости среды в любой точке пространства в главном (так называемом нулевом) приближении совпадает со скоростью набегающего потока, а всё влияние обтекаемого тела на поток сводится к малому возмущению этого потока, пропорциональному {{τ}}. С математической точки зрения возмущения потока выражаются разложениями искомых функций течения по малому параметру {{τ}} (правильное описание искомой функции может быть получено с помощью одного — двух членов разложения, если параметр {{τ}} достаточно мал).

Процедура определения главных членов разложений состоит в том, что эти разложения подставляют в Эйлера уравнения и в них отбрасывают малые члены (например, пропорциональные {{τ}}2),

В случае сингулярных возмущений исходные предположения В. т. нарушаются в некоторых областях, где наблюдается исследуемое явление. Примером теории таких возмущений является теория пограничного слоя. Здесь для описания всего поля течения одновременно требуется построить две системы разложений: одну для внешнего поля течения, другую для тонкого пограничного слоя.

В. т. является важным инструментом исследования аэродинамических проблем, связанных с движением летательного аппарата при всех скоростях полёта. С её помощью были разработаны основные методы анализа прикладных задач.

Лит.: Ван Дайк М., Методы возмущений в механике жидкости, пер. с англ., М., 1967; Коул Дж., Методы возмущений в прикладной математике, пер. с англ., М.. 1972.

А. И. Рубан.

возмущённое движение летательного аппарата. Пусть система уравнений движения летательного аппарата имеет вид:

{{формула}}

{{формула}}

где x1,..., xn — переменные (параметры движения), определяющие движение летательного аппарата, например, скорость полёта, угловые скорости, угол атаки, угол скольжения, угол наклона траектории, высота и т. д., t — время. Предполагается, что известно “невозмущённое” движение — частный случай решения выписанных уравнений при определенных начальных условиях: x1(0)(t)..., xn(0)(t) (обычно невозмущенному движению отвечают постоянные значения параметров движения).

Пусть начальные условия, заданные в момент времени t0 для системы дифференциальных уравнений, отличаются от значений x1(0), ..., xn(0) (t0), и пусть в правых частях уравнений появляются дополнительные слагаемые g1(t), ..., gn(t), обусловленные влиянием возмущений (например, ветровых). Тогда во многих случаях решение системы уравнений можно искать в виде: x1 = x1(0) + {{Δ}}xi (i = 1, ..., n), где приращения {{Δ}}xi(f) определяют возмущённое движение (в частности, характер изменения этих приращений во времени при gi(t), {{Δ}}xi(t = 0) = 0 определяет устойчивость движения).

Уравнения В. д. имеют вид:

{{Формула}}

{{Формула}}

Если приращения параметров траектории достаточно малы, то правые части этой системы уравнений можно упростить, разлагая разности fi(x1(0) + {{Δ}}x1, ..., xn(0) + {{Δ}}xn)-fi(x1(0), ..., xn(0)) в ряд Тейлора, и, отбрасывая малые высшего порядка, выписать линеаризованную систему уравнений В. д.:

{{Формула}}

{{формула}}

где {{формула}}

Если невозмущённому движению отвечают постоянные значения х1,..., хn, то система дифференциальных уравнений В. д. является линейной системой с постоянными коэффициентами. Линеаризованная система уравнений В. д. часто применяется для анализа устойчивости и управляемости летательным аппаратом.

При автоматическом управлении в уравнения В. д.вводятся новые переменные хn + 1, xn + 2 и т. д. И добавляется соответствующее число алгебраических и дифференциальных уравнений.

В. А. Ярошевский.

Волк Игорь Петрович (р. 1937) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1983), лётчик-космонавт СССР (1984), Герой Советского Союза (1984). Окончил Кировоградское военное авиационное училище летчиков (1956), Школу лётчиков-испытателей (1965), Московский авиационный институт (1969). С 1965 на испытательной работе в Летно-исследовательском институте. Проводил государственные испытания самолётов марок Ил, Як, МиГ, Ту, Су. Исследовал электродистанционные системы управления летательными аппаратами. Не прекращая летной работы, прошёл курс подготовки к космическим полётам и 17—29 июля 1984 совместно с В. А. Джанибековым и С. Е. Савицкой совершил полёт на космическом корабле “Союз Т-12” и орбитальной станции “Салют-7”. Выполнил первый полёт на самолёте-аналоге орбитального корабля “Буран” и проводил испытания этого летательного аппарата. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, медалями.

И. П. Волк.

Волков Александр Александрович (1905—1965) — советский конструктор авиационного автоматического оружия. После окончания фабрично-заводского училища (1927) работал в КБ (с перерывом). В начале 40-х гг. совместно с С. А. Ярцевым разработал авиационную пушку ВЯ. Государственная премия СССР (1942). Награждён орденами Ленина, Кутузова 2-й степени, Отечественной войны 2-й степени, медалями.

А. А. Волков.

Волков Александр Никитович (р. 1929) — советский государственный деятель, маршал авиации (1989), заслуженный военный лётчик СССР (1974). Окончил спецшколу военно-воздушных сил (1948), Военно-авиационное училище лётчиков (1951), Военно-воздушную академию (1961), ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооружённых Сил СССР (1973). В Советской Армии с 1948. В 1951—1978 прошёл путь от лётчика до командира авиакорпуса. В 1979—1986 — командующий Военно-транспортной авиацией военно-воздушных сил — член Военного совета ВВС, с 1986 —заместитель главнокомандующего ВВС. В 1987—1990 министр гражданской авиации СССР, председатель Комиссии СССР по делам Международной организации гражданской авиации. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, Красной Заезды, “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями.

А. Н. Волков.

волна разрежения — распространение бесконечно малого или конечного возмущения давления {{Δ}}p < 0 в покоящейся или движущейся среде. В идеальном газе бесконечно малое возмущение распространяется со скоростью звука. Если имеется непрерывная последовательность бесконечно малых возмущений, то каждое последующее возмущение распространяется в среде с меньшей скоростью из-за понижения температуры и постепенно отстаёт от предыдущего. Поэтому первоначально крутой фронт В. р. с течением времени становится более пологим; это указывает на невозможность существования скачка разрежения.

волна сжатия — распространение бесконечно малого или конечного возмущения Давления {{Δ}}p < 0 в покоящейся или движущейся среде. В идеальном газе малое возмущение распространяется со скоростью звука. Для непрерывной последовательности бесконечно малых возмущении каждое последующее возмущение распространяется в среде с большей скоростью из-за повышения температуры, постепенно догоняет предыдущее и сливается с ним. В результате этого процесса слияния образуется ударная волна.

волновое сопротивление в аэродинамике — часть сопротивления аэродинамического, возникающая при достаточно большой скорости полёта, когда Маха число полета М{{}} превышает критическое М*. Его появление обусловлено тем, что при переходе от докритического обтекания (М* < М{{}}) к сверхкритическому (М* < М{{}} < 1) вблизи поверхности летательного аппарата (как правило, на крыле) формируются местные сверхзвуковые зоны (области со сверхзвуковыми скоростями газа), замыкающиеся скачками уплотнения, а при сверхзвуковом обтекании (М{{}} > l) образуется головной скачок уплотнения и, возможно, ряд внутренних скачков. Переход части кинетической энергии в тепловую энергию газа в таких скачках (ударных волнах) приводит к дополнительной силе, действующей противоположно направлению движения летательного аппарат. Это и есть сила В. с. Непосредственная связь В. с. со сверхкритическим (или сверхзвуковым) обтеканием и скачками уплотнения выражается также в том, что оно определяется суммарным приращением энтропии газа при переходе через скачок или систему скачков уплотнения.

Резкий рост сопротивления на сверхкритическом режиме и необходимое для перехода через скорость звука увеличение тяги двигателей летательного аппарата связаны с тем, что В. с. возрастает пропорционально (М{{}} — М*)3. С целью уменьшения сопротивления и увеличения аэродинамического качества используются профили с возможно большим значением критического числа Маха (сверхкритические профили). Широкое распространение получили стреловидные и треугольные крылья, для которых вследствие скольжения принципа значение М* может быть существенно выше, чем для прямого крыла, а скачки уплотнения при сверхзвуковом обтекании значительно слабее.

Лит.: Христианович С. А., Механика сплошной среды, М., 1981; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд.. М., 1987; Oswatisch К., Gas dynamics, N. V., 1956.

В. Н. Голубкин.

волновое уравнение — линейное в частных производных второго порядка уравнение с постоянными коэффициентами, описывающее распространение в среде возмущений с постоянной скоростью. При выводе В. у. из уравнений газовой динамики пренебрегают вязкостью и объёмными силами, значения и градиенты средних и пульсационных скоростей считаются малыми, а средний значения давления и плотности принимаются не зависящими от времени t. Тогда условия малости возмущений и отсутствия теплообмена позволяют считать движение безвихревым и ввести потенциал скорости {{φ}}, и В. у. принимает вид: д2{{φ}}/дt2-a2{{Δφ}} = 0, где {{Δ}} — оператор Лапласа (в декартовой системе координат {{Δ}} = д2/дx2 + д2/дy2 + д2/дz2), а — скорость распространения возмущения (скорость звука). Давление p и скорость v распространения возмущений определяются через {{φ}}: p = {{ρ}}0д{{φ}}/дt, v = -grad{{φ}}, где {{ρ}}0 — плотность невозмущён ной среды. В сферической системе координат В. у. имеет вид:

{{формула}}

В цилиндрической —

{{формула}}

В случае если распространение волны происходит в однородном воздушном потоке, движущемся со скоростью u0, В. у. принимает вид конвективного В. у.

{{формула}}

где

{{формула}}

С учётом источников, создающих звук, В. у. переходит в неоднородное В. у.

{{формула}}

где F — функция источника, характеризующая его производительность. Правая часть этого уравнения описывает источники, под действием которых происходит распространение звука.

В силу линейности В. у. решение его находится в виде суперпозиции простых гармонических волн, например, в виде плоский волны {{φ}} = A0exp[i({{ω}}t{{±}}kx)] или в виде расходящейся сферической волны {{φ}} = {{ψ}}(t-r/a)/r), где {{ψ}} — произвольная функция.

Для неоднородного В. у. решение существенно сложнее:

{{формула}}

где V — объём, занимаемый источником. В этом случае необходимо иметь детальную информацию об источнике звука, что является весьма сложной задачей для непростых источников (таких, как турбулентные струи, вентилятор, винт). Например, для решения задачи о шуме струи необходимо знать её турбулентные характеристики: пульсации скорости, пространственно-временные масштабы турбулентности и т. п.

А. Г. Мунин.

волновой кризис — возникновение скачков уплотнения (ударных волн) при трансзвуковом обтекании тела, когда Маха число набегающего потока М{{}} превышает критическое число Маха. Начало В. к. связано с образованием местной зоны сверхзвукового течения, замыкающейся скачками уплотнения. Например, при обтекании крыла с ростом значения М{{}} скачки уплотнения, которые первоначально возникают на верхней поверхности профиля, вместе с границей сверхзвуковой зоны перемещаются к задней кромке. Затем сверхзвуковая зона появляется и на нижней поверхности профиля. Развитие её протекает здесь интенсивнее, чем на верхней поверхности, и, начиная с некоторого числа M{{}} < l, замыкающий скачок уплотнения на нижней поверхности обгоняет скачок на верхней поверхности. С приближением числа М{{}} к единице сверхзвуковые зоны захватывают большую часть поверхности профиля.

В. к. сопровождается значительным увеличением лобового сопротивления за счёт появления волнового сопротивления, обусловленного потерями энергии в скачках уплотнения. Отмеченное различие в динамике роста сверхзвуковых зон приводит к резкому изменению продольного момента (смещению фокуса аэродинамического). В условиях В. к. увеличение сопротивления связано также со срывом потока из-под скачков уплотнения. Вследствие разных причин срыв может возникать неодновременно на левой и правой консолях крыла самолёта, что приводит к появлению момента крена.

С целью затягивания начала В. к. применяются сверхкритические профили с повышенным значением критического числа Маха. Широко используются для реодоления В. к. стреловидные крылья, на которых реализуется скольжения принцип.

В. Н. Голубкин.

волнолёт — трёхмерное тело, наветренная сторона которого образована “отвердевшей” поверхностью тока течения за двумерной (плоской — W на рис. 1. а; цилиндрической или осесимметричной) ударной волной, проходящей через некоторую линию ABC, расположенную на этой ударной волне. Линия ABC образует острую переднюю кромку В. Возмущённое течение у подветренной стороны В. заключено между нею и ударной волной, при больших сверхзвуковых скоростях полёта главным образом этому течению обязано возникновение подъёмной силы, чем и объясняется, название “волнолёт”. Подветренная сторона В. может быть образована поверхностью тока какого-либо другого двумерного течения, проходящей через ту же линию ABC, благодаря чему образуется объём В. К числу наиболее простых относятся несущие тела (имеющие подъёмную силу), наветренные стороны которых образованы поверхностями тона за плоским скачком уплотнения (плоскостями) и за осесимметричным коническим скачком уплотнения (плоскостями и сегментами конуса, рис. 1, б); подветренные стороны этих тел образованы плоскостями тока не возмущённого потока, дно плоское. С помощью плоских скачков уплотнения и пересекающихся скачков могут быть построены также ненесущие тела с звездообразным поперечным сечением (рис. 2). интересные тем, что их волновое сопротивление меньше, чем сопротивление конусов тех же длины и объёма. Изменяя форму линии ABC, можно получать В. различной формы в плане (рис. 3), а складывая простые В., — различные формы поперечного сечения. Для изменения формы продольного контура можно воспользоваться прямой и косыми волнами разрежения Прандтля — Майера (см. Прандтля — Майера течение). Несмотря на то, что есть проекты летательных аппаратов, по форме близкие к В., последние скорее следует рассматривать как схемы, дающие возможность элементарного расчёта аэродинамических характеристик и решения задач выбора оптимальных форм и параметров летательных аппаратов.

Лит.: Кюхеман Д.. Аэродинамическое проектирование самолетов, пер. с англ, М., 1983; Башкин В. А., Треугольные крылья в гиперзвуковом потоке М. 1984.

Г. И. Майкапар.

Рис. 1. Простейшие волнолёты, образованные плоскими (a) и коническими (б) поверхностями; сплошные и штриховые чёрные линии выделяют объём волнолёта, голубые — ударные волны (скачки уплотнения); V{{}} — набегающий поток.

Рис. 2. Поперечные сечения звездообразных волнолётов (обозначения те же, что на рис. 1).

Рис. 3. Волнолёт сложной формы.

волокнистые материалы в авиастроении. В авиационной технике широко применяются различные материалы на основе химических (искусственных, синтетических, углеродных, керамических, стеклянных, кварцевых, базальтовых, металлических) и натуральных (хлопка, льна, шерсти, шёлка, асбеста) волокон. В. м. изготовляются в виде штапельных волокон, комплексных нитей, холстов, лент, шнуров, трикотажа, тканей, войлоков, нетканых материалов. Применяются как в чистом (исходном) состоянии, так и в композиции с пропиточными составами и другими связующими (например, волокниты, текстолиты). В. м., применяемые в авиационной промышленности, включают материалы для тепло- и звукоизоляции (см. Теплоизоляционные материалы, Звукопоглощающие материалы), декоративно-отделочные материалы для пассажирских салонов, фильтрующие материалы, ткани для парашютов и др. Предельные рабочие температуры для В. м. из хлопка, льна, шерсти, шёлка не должны превышать 80—100{{°}}С; для В. м. из химических волокон: капрона 120{{°}}С, лавсана 150{{°}}С, фенилона 250{{°}}С, терлона и аримида 350{{°}}С. Для теплоизоляционных В. м. допускаются более высокие предельные рабочие температуры, чем для конструкционных материалов из тех же видов волокон: для В. м. на основе стекла 450{{°}}С, асбеста 600{{°}}С, кварца 1000{{°}}С.

вооружение авиационное — совокупность размещаемых на летательном аппарате средств поражения противника, устройств для их транспортировки и использования, а также систем, обеспечивающих боевое применение средств поражения (рис. 1). Иногда к В. а. относят также боевые средства, не обеспечивающие непосредственного поражения противника, но служащие в конечном счёте повышению эффективности и средств поражения (устройства помехового или маскирующего действия, средства защиты различных типов) . К В. а. относят также системы и средства его контроля.

Первым видом В. а. был пулемёт, установленный в опытном порядке па самолёте в 1911 (почти одновременно в России и во Франции). Авиационные бомбы были впервые применены итальянской авиацией во время итало-турецкой войны 1911—1912, Участвовавшие в 1-й балканской войне 1912—1913 русские лётчики бомбардировали в 1912 турецкую крепость Адрианополь (Эдирне), сбрасывая вручную 10-килограммовые бомбы. Для атаки наземных войск — пехоты и кавалерии — с самолета сбрасывали стрелки-дротики размером чуть больше карандаша. Стрелка массой 30 г пробивала деревянный брусок толщиной свыше 15 см. В 1913 в России на самолете был установлен прибор штабс-капитана В. И. Толмачёва для прицеливания при бомбометании. В том же году немецкий инженер Ф. Шнейдер запатентовал конструкцию синхронного пулемётного привода (синхронизатора), позволяющего стрелять из пулемёта через плоскость, сметаемую воздушным винтом. Значительное развитие В. а. связано с созданием И. И. Сикорским в 1913 первого тяжёлого бомбардировщика “Илья Муромец”. Пулемётно-пушечное оборонительное вооружение самолёта имело круговую зону обстрела и насчитывало до 8 пулемётов, в том числе подвижных. Самолёт был оборудован держателем для внутрифюзеляжной подвески вооружения, механической системой сбрасывания авиабомб из кабины самолёта и бомбардировочным прицелом. Для вооружения самолёта В. В. Орановским были разработаны первая в мире система (ряд) фугасных и осколочных бомб и авиационный взрыватель. Система фугасных авиабомб состояла из 8 бомб, а осколочных — из 4 бомб. Осколочные бомбы имели готовые элементы и упредительный шток для подрыва над поверхностью земли. Зажигательные бомбы представляли собой ёмкости, заполненные паклей и опилками, пропитанными мазутом и бензином. В 1916 французский лётчик Г. Гинемер использовал в воздушных боях 37-мм пушку, стрелявшую через пустотелую втулку винта. В России 37-мм пушка устанавливалась на гидросамолёте М-9 (см. Григоровича самолёты), на бомбардировщике пробовали применять 76-мм пушку. Первый советский серийный истребитель И-2 в 1926 был вооружён двумя синхронными пулемётами ПВ-1 В 1928 советская военная авиация получила турельный пулемёт ДА. В 1932 на вооружение был принят 7,62-мм авиационный пулемёт ШКАС со скорострельностью 1800 выстрелов в 1 мин, не имевший равных в мире. К 1933 создаётся новая система авиационных бомб М32. В 1936—1938 успешно прошёл испытания авиационный пулемёт Ультра-ШКАС с темпом стрельбы 3000 выстрелов в 1 мин. В 1936 на вооружение принята 20-мм авиационная пушка ШВАК. В конце 1938 начались испытания 12,7-мм пулемёта БС конструкции М. Е. Березина. В 1937—1939 на вооружение истребителей поступили неуправляемые реактивные снаряды PC-82, PC-132. В ходе Второй мировой воины советская авиация имела также 23-мм пушки ВЯ, 12,7-мм пулемёты УБ и 20-мм пушки Б-20, пушки -23 и НС-37. Появились радиолокационные прицелы и системы наведения, позволяющие осуществлять бомбометание по невидимым целям (ночью, из-за облаков). Бомбардировочные установки производили автоматические сбросы бомб как одиночно, так и залпом или серией с заданным числом бомб и установленными интервалами. Калибр бомб колебался в широких пределах — от 0,5 кг до 12 т. На вооружение советских ВВС еще во время войны поступили противотанковые бомбы кумулятивного действия.

Авиационные средства поражения представляют собой управляемое, корректируемое и неуправляемое оружие. Управляемое оружие — это авиационные ракеты классов “воздух — воздух” (для поражения воздушных целей при пуске с летательного аппарата), “воздух — поверхность” (для поражения наземных и надводных целей), “воздух — космос” (частный случай ракет класса “воздух — воздух” для поражения объектов в космосе), а также противоракеты (для поражения ракет противника главным образом в целях обороны и перехвата). Корректируемое оружие — промежуточное между управляемым и неуправляемым оружием, охватывающее главным образом средства поражения, основанные на образцах неуправляемого оружия, оснащённых системами разовой и многоразовой коррекции для уменьшения вероятности промаха. Корректируемыми бывают бомбы, артиллерийский снаряды, ракеты. К неуправляемому оружию относятся: бомбардировочное оружие, включающее разнообразные авиационные бомбы, кассеты с мелкими поражающими субснарядами, зажигательные баки, мины и торпеды (см. Противолодочное оружие); ракетное оружие не имеющее средств наведения на цель; пулемётно- пушечное оружие, включающее пушки, пулемёты, гранатомёты и боеприпасы к ним (см. Пулемётно-пушечное вооружение), в также выливные системы, разбрасыватели (дипольные отражатели, ложные тепловые цели), огнемёты и пр. С 80-х гг, в США ведутся работы над новым видом средств поражения — лазерно-лучевым оружием.

Под устройствами, служащими для транспортировки и реализации средств поражения, принято понимать подвижные и неподвижные установки пулемётно-пушечного вооружения, авиационные пусковые установки, катапультные установки, блоки неуправляемых ракет, держатели бомбардировочного вооружения, бомбозамки, контейнеры, пилоны, а также обслуживающие их электрические, гидравлические, пневматические, и пиротехнические системы. Сюда относят также вытяжные системы, парашютные системы стабилизации и торможения и т. д. Современный комплекс В. а. — это совокупность взаимосвязанных устройств, которые функционируют как при применении пулемётно-пушечного, так и бомбардировочного или ракетного вооружения (рис. 2). Например, на балочные держатели, входящие в установку бомбардировочного вооружения, могут подвешиваться контейнеры с пушками или ракетные пусковые устройства.

Системы, обеспечивающие боевое применение средств поражения, разнообразны по виду и по характеру действия. Системы для обнаружения и опознавания целей составляют самостоятельный класс обзорно-прицельных систем. Основным видом обеспечивающих систем, входящих в В. а., являются системы управления оружием (вооружением); схема одной из них показана на рис. 3. С 80-х гг. основу этих систем, помимо силовых линий и агрегатов энергопитания, составляют цифровые вычислители разных уровней, объединённые цифровой мультиплексной линией связи и передачи информации, дополняемые иногда аналоговыми линиями передачи информации (например, телевизионного изображения цели с головки самонаведения ракеты), устройства отображения информации экипажу и др. Вычислители нижнего уровня в системе управления оружием получают информацию о типе подвешиваемого оружия, готовности его к работе, осуществляют периодический контроль исправности, по командам центрального вычислителя или вычислителя более высокого уровня рассчитывают и вводят в оружие программу работы (время включения и выключения двигателя ракеты, моменты изменения конфигурации и раскрытия крыльев, выпуска тормозного парашюта), а также рассчитывают параметры (например, момент срабатывания) взрывателя. При необходимости они же обеспечивают перевод цифровых команд управления в аналоговые сигналы. Вычислители более высокого уровня решают баллистическую задачу, определяют зону пуска или точку сброса, выбирают вид оружия и порядок его применения, обеспечивают экипажу наглядную индикацию обстановки и оптимизацию в этой обстановке решения. В ряде случаев эти вычислители решают и более сложные задачи, выходящие за рамки управления только вооружением, например оптимальное маневрирование летательного аппарата в зоне цели, одновременное управление летательным аппаратом и двигателем для обеспечения максимальной эффективности применения оружия и т. д.

Непрерывное развитие средств противовоздушной обороны, рост требований к эффективности В. а. приводят к постоянному усложнению В. а., его постепенному слиянию с подсистемами летательного аппарат-носителя и в конечном счёте к превращению боевого летательного аппарата в единый боевой авиационный комплекс. Усложнение систем В. а. вызывает необходимость надёжного контроля работоспособности В. а. при наземной эксплуатации и применении. В результате совершенствования В. а. большинство систем неуправляемого и некоторые виды управляемого В. а. ввиду их высокой надёжности не подвергаются контролю (так называемые беспроверочные системы). Роль контроля В. а. постоянно возрастает.

До 60-х гг. для проверки авиационного вооружения использовались в основном неавтоматизированные средства, выполненные в виде контрольно-поверочной аппаратуры с приборами индикации сигналов. С 70-х гг. получили широкое развитие автоматизированные системы контроля на базе цифровых электронно-вычислительных машин (рис. 4). Они осуществляют параметрический контроль по задаваемым программам, производят поиск неисправного блока или узла, прогнозируют техническое состояние, а также фиксируют результаты контроля с помощью печатающих устройств или дисплеев.

Лит.: Боевая авиационная техника. Авиационное вооружение, под ред. Д. И. Гладкова, М., 1987.

В. С. Егер, И. А. Родионов.

Рис. 1. Классификация авиационного вооружения.

Рис. 2. Возможная схема размещения вооружении в корпусе или на внешней подвеске современного истребителя-бомбардировщика: 1 — пушки; 2 — бомбы; 3 — неуправляемые ракеты; 4 — ракеты “воздух — поверхность”; 5 — ракеты “воздух — воздух”; 6 — баки (зажигательные, топливные), контейнеры с разведывательной аппаратурой; 7 — разбрасыватели.

Рис. 3. Схема системы управления вооружением.

Рис. 4. Типовая схема автоматизированной системы контроля управляемых авиационных ракет.

Воробьёв Иван Алексеевич (р. 1921) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Тамбовскую военную авиационную школу пилотов (1941), Военно-воздушную академию (1952; ныне имени Ю. А. Гагарина), Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи штурмового авиаполка. Совершил около 400 боевых вылетов. После войны в Военно-воздушных силах, с 1958 на преподавательской работе. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Богдана Хмельницкого 3-й степени, Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Отечественной войны 2-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в деревне Горбачёво Тульской области.

Лит.: Ребров М., Штурмовик-гвардеец, в кн.: Люди бессмертного подвига, 4 изд., кн. 1, M., 1975.

И. А. Воробьёв.

Ворогушин Николай Иванович (1889—1938) — советский учёный в области теплотехники, ученик Н. Е. Жуковского. Член студенческого воздухоплавательного кружка (1910—1914) Императорского технического училища (ныне Московский государственный технический университет), которое окончил в 1921. Руководитель научных подразделений Центрального аэрогидродинамического института (1918—1930, 1935—1938). В 1923—1929 заместитель председателя (С. А. Чаплыгина) строительной комиссии Центрального аэрогидродинамического института, одновременно работал в винтомоторном отделе института. В 1935—1937 возглавил бюро технического проектирования нового Центрального аэрогидродинамического института. В 1931—35 работал в Центральном институте авиационного моторостроения. Преподавал в Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1923—1938; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского), Московском механико-электротехническом институте имени М. В. Ломоносова (1921—1930), Московском авиационном институте (1930—1937). Основные работы в области теории авиадвигателей, методики эксперимента и испытаний двигателей новых типов, проектирования моторных лабораторий.

Н. И. Ворогушин.

Ворожейкин Арсений Васильевич (1912—1987) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1954), дважды Герой Советского Союза (1944). В Советской Армии с 1931. Окончил военную авиационную школу лётчиков (1937), Военную академию командно-штурманского состава военно-воздушных сил Красной Армии (1942; ныне Военно-воздушная академия имени Ю. А. Гагарина), Высшую военную академию (1952; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник боёв в районе р. Халхин-Гол, советско-финляндской и Великой Отечественных войн. Был командиром эскадрильи, заместитель командира истребительного авиаполка, старшим инструктором-лётчиком. Совершил свыше 240 боевых вылетов, сбил 52 самолёта противника. Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 3-й степени, Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями и иностранными орденами. Бронзовый бюст в г. Городец Нижегородской области.

А. В. Ворожейкин.

Ворожейкин Григорий Алексеевич (1895—1974) — советский военачальник, маршал авиации (1944). В Советской Армии с 1918. Окончил школу прапорщиков (1915), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1933; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Участник Первой мировой и Гражданской войн. В ходе Великой Отечественной войны был командующим авиацией армии, командующим военно-воздушных сил фронта, начальник штаба ВВС Красной Армии, командующий ударной авиационной группой (1942), 1-м заместителем главнокомандующего Военно-воздушных сил (1942—1946). В 1946—47 командующий авиационным объединением. В 1953—1959 начальник факультета ВВА. Награждён 2 орденами Ленина, 4 орденами Красного Знамени, 3 орденами Суворова (два — 1-й степени, один — 2-й степени), орденом Красной Звезды, медалями.

Г. А. Ворожейкин.

воронежский механический завод — берёт начало от завода “Триер”, образованного в Воронеже в 1928 и преобразованного в 1931 в дизельный завод. С 1940 — филиал Воронежского авиамоторного завода №16, передавшего сюда производство поршневых двигателей М-11; с марта 1941 — самостоятельное предприятие (завод №154; современное название с 1961). В годы Великой Отечественной войны завод, перебазированный в октябре 1941 — январе 1942 в г. Андижан Узбекской ССР, выпускал поршневые двигатели М-11Д. В 1946 реэвакуирован в Воронеж на территорию завода №16 (оставшегося после эвакуации в Казани) и стал одним из основных поставщиков поршневых двигателей авиационного назначения. В различных модификациях выпускались поршневые двигатели М-11 (М-11Д, К, Л, ФР). АИ-14 (АИ-14Р, В, ВФ, РФ, ЧР), АШ-62 (АШ-62ИР, М), М-14 (М-14В26, П, Б), а также редуктор РВ-15 для вертолётов Ка-15 и Ка-18. Предприятие награждено орденом Октябрьской Революции (1976) и Трудового Красного Знамени (1945).

воронежское авиационное производственное объединение — берёт начало от Воронежского авиационного завода №18, который был заложен в 1930 и вступил в строй в 1932. В КБ завода работали А. С. Москалёв, К. А. Калинин. В 1933—1941 на заводе строились пассажирский самолёт САМ-5, рекордный самолёт АНТ-25, бомбардировщики ТБ-3 (АНТ-6), К-12, К-13, ДБ-3 (Ил-4), Ер-2, штурмовик Ил-2. В ноябре 1941 завод был эвакуирован и продолжил свою деятельность в Куйбышеве (с 1989 это Куйбышевское авиационное производственное объединение). Воссозданный в 1943 в Воронеже завод (№64) с 1944 выпускал штурмовик Ил-10. В дальнейшем строил реактивные бомбардировщики Ил-28, Ty-l6, транспортный самолёт Ан-12, пассажирские самолёты Ил-12, Ту-144, Ил-86. В конце 80-х гг. начал выпускать пассажирский самолёт Ил-96-300. В 1980 на основе завода образовано производственное объединение. Предприятие (объединение) награждено орденами Ленина (1966), Трудового Красного Знамени (1981).

Воронин Григорий Иванович (1906—1987) — советский учёный в области криогенно-вакуумной техники и кондиционирования воздуха, доктор технических наук (1951), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1967), Герой Социалистического Труда (1961). После окончания Московского авиационного института (1936) работал в промышленности; в 1939—1985 главный конструктор. С 1957 преподавал в Московском энергетическом институте (с 1958 профессор). С 1962 заведующий кафедрой Московского высшего технического училища. Под руководством В. созданы системы кондиционирования для поддержания давления, температуры, влажности и чистоты воздуха в кабинах летательных аппаратов. Ленинская премия (1966), Государственная премия СССР (1949, 1952). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Отечественной войны 1-й степени, 3 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

Г. И. Воронин.

Воронин Павел Андреевич (1903—1984) — один из организаторов авиационной промышленности СССР, генерал-майор инженерно-авиационной службы (1944), .дважды Герой Социалистического Труда (1941, 1982). Окончил Московский машиностроительный институт (1934). С 1920 работал на Государственном авиационном заводе №1 (бывший “Дукс”) в Москве (с 1934 директор). В 1940—1946 заместитель наркома авиационной промышленности. В 1946—1982 директор завода №30 (“Знамя Труда”) в Москве, генеральный директор авиационного производственного объединения имени П. В. Дементьева. В годы Великой Отечественной войны внёс большой вклад в организацию эвакуации авиационных заводов и массового производства боевых самолётов. Ленинская премия (1976). Награждён 7 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Суворова 2-й степени, Кутузова 1-й степени, Трудового Красного Знамени, медалями.

П. А. Воронин.

восьмёрка — фигура пилотажа: полёт летательного аппарат по траектории, сходной с цифрой 8 (см. рис.). Различают горизонтальную и вертикальную В. Горизонтальная В. состоит из двух противоположных по направлению разворота слитно выполненных виражей; вертикальная — из Нестерова петли и двух полупетель.

Горизонтальная восьмёрка.

“Воут” (Chance Vought Corporation) — авиастроительная фирма США. Основана в 1917 под название “Чане Воут эркрафт”, с конца 1960 — “В.”. В 1961 вошла в состав концерна “ЛТВ корпорейшен” (см. “Линг-Темко-Воут”). Была основным поставщиком самолётов для Военно-морских сил США. К наиболее известным самолётам фирмы относятся палубные истребители и их модификации: F4U “Корсар” первый полёт в 1940, построено более 11 тысяч, см. рис. в табл. XX), F7U “Катлас” (1948), F-8 “Крусейдер” (1955), А-7 “Корсар”II (1965). Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

Табл. — Палубные самолеты фирм “Воут” и “Линг-Темко-Воут”

Основные данные

Истребители

Истребитель-бомбардировщик F-8B

Штурмовик

A-7D

F4U-5N

F7U-3

Первый полёт, год

1944

1951

1961

1968

Число и тип двигателей

1 ПД

2 ТРДФ

1 ТРДФ

1 ТРДД

Мощность двигателя, кВт

1710

-

-

-

Тяга двигателя, кН

-

27

80

64,5

Длина самолёта, м

10,21

13,5

16,51

14,1

Высота самолёта, м

3,72

4,45

4,8

4,9

Размах крыла, м

12,5

12,1

10,87

11,8

Площадь крыла, м2

29,17

46,1

34,84

34,84

Взлётная масса, нормальная

-

12,4

12,7

16,98

максимальная

6,4

14,35

15,42

19,05

Масса пустого самолёта, т

-

8,26

-

8,67

Боевая нагрузка, т

0,91

1

2,27

6,8

Радиус действия, км

-

480

965

1810

Максимальная скорость полёта, км/ч

755

1135

1800

1115

Потолок, м

-

13700

17675

7860

Экипаж, чел.

1

1

1

1

Вооружение

4 пушки (20мм), НАР

4 пушки (20 мм), НАР

4 пушки (20 мм), НАР, 6 УР

4 пушки (20 мм), НАР, УР

“вояджер” (английское voyager, буквально — путешественник) — самолёт, на котором в 1986 Д. Рутан и Д. Йигер впервые осуществили беспосадочный кругосветный перелёт без дозаправки топливом в полёте. Построен в 1983—1984 фирмой “Вояджер эркрафт” (США) под руководством Б. Рутана (брат пилота). Самолёт (рис. в табл. XXXVIII) изготовлен из лёгких композиционных материалов и выполнен по схеме “утка” — с передним горизонтальным оперением, вертикальное оперение располагается сзади на боковых балочных гондолах. Размах крыла 33,77 м, удлинение 33,8 м, площадь 33,72 м2. Длина фюзеляжа 7,74, максимальная ширина 1 м. Длина балок-гондол 8,9 м. Двухместная кабина в фюзеляже включает рабочее место пилота и место для отдыха другие члена экипажа. Шасси убирающееся, трёхопорное (с носовой опорой). Силовая установка с тянущим и толкающим воздушными винтами на концах фюзеляжа и двумя поршневыми двигателями фирмы “Теледайн континентал”. Мощность переднего поршневого двигателя 96,9 кВт (отключается на 2—3-й день полёта), заднего — 82 кВт. Максимальная крейсерская скорость 240 км/ч. Топливо размешается в крыле, горизонтальном оперении, фюзеляже, балках-гондолах. Бортовое оборудование позволяет использовать информацию от навигационных спутников. Значения масс в рекордном полёте: планёр 426 кг; самолёт без топлива 1217 кг, топливо 3180 кг, взлётная масса 4397 кг.

Воячек Владимир Игнатьевич (1876—1971) — советский учёный-медик, академик АМН СССР (1944), генерал-лейтенант медицинской службы (1943), заслуженный деятель науки РСФСР (1933), Герой Социалистического Труда (1961). Окончил Военно-медицинскую академию (1899). В 1917—1956 профессор (с 1930 заведующий кафедрой), в 1919—1925 вице-президент, в 1925—1930 начальник этой академии. Разработал нормативы отбора лётного состава в авиацию. Награждён 5 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Отечественной войны 1-й степени, медалями. Имя В. в 1935 присвоено оториноларингологической клинике Военно-медицинской академии. Портрет смотри на 162 странице.

В. И. Воячек.

врачебно-лётная экспертиза (ВЛЭ) — периодический (в большинстве стран мира ежегодный) медицинский контроль за состоянием здоровья членов лётных экипажей военной и гражданской авиации, инженерно-технического и диспетчерского состава, а также обследование кандидатов при их отборе в авиационные училища. Основные задачи ВЛЭ — ранняя диагностика, лечение и профилактика заболеваний, обеспечение безопасности полётов. ВЛЭ проводится врачебно-лётными комиссиями, в которые входят специалисты авиационно-космической медицины с профильной подготовкой по хирургии, терапии, оториноларингологии, офтальмологии, психоневрологии; в их работе принимают также участие представители авиационного командования. Врачебно-лётная комиссия по данным всестороннего объективного исследования подэкспертных лиц принимает решения об их годности к лётной или диспетчерской работе на срок до очередного освидетельствования в соответствии с действующим в каждой стране медико-юридическим законодательством. Решения врачебно-лётной комиссии могут быть окончательными (облигатными), например, в ВВС США, и рекомендательными, например, в ВВС Франции, где они подлежат утверждению авиационным командованием. Учреждения авиационно-медицинской службы ряда стран, проводящие ВЛЭ, наделены правом индивидуализированной экспертной оценки специалистов лётного и диспетчерского состава при наличии в их состоянии здоровья отклонений от нормы, потенциально угрожающих безопасности полётов. В гражданской авиации стран — участниц Международной организации гражданской авиации предпринимаются попытки унифицировать методы ВЛЭ, критерии годности и медицинской дисквалификации лётного и диспетчерского состава по состоянию здоровья. В ряде стран ВЛЭ, наряду с предполётным контролем и ежеквартальным углублённым медицинским осмотром, — составное звено системы наблюдения за состоянием здоровья лётного состава.

И. Д. Малинин.

вращательные производные. При анализе возмущённого движения летательного аппарата аэродинамические коэффициенты обычно раскладываются в ряд Тейлора по кинематическим параметрам движения с учётом линейных членов разложения. Коэффициент {{c}}, {{m}} этого разложения, стоящие при параметрах {{ω}}i,(j,i = x, y, z), называются В. п. Здесь {{ω}}x,y = {{ω}}x,yi/2V{{}}, {{ω}}z = {{ω}}bA/V, j — размах крыла, bA — САХ, V{{}} — скорость полёта, {{ω}}x, {{ω}}y, {{ω}}z — скорости крена, рыскания и тангажа. В. п. характеризуют влияние вращения летательного аппарата на его аэродинамические коэффициенты (отсюда название). Для обозначения В. п. используются символы аэродинамических коэффициентов с верхним индексом, указывающим кинематический параметр, по которому берётся производная {{ci(mi)}} = ∂c1(mi)/{{ω}}j. Если индексы i, j совпадают, то В. п. называют простыми, например {{mz}}, если же индексы i, j различны, то В. п. называют сложными или перекрёстными, например {{mx}}

Такое представление аэродинамических сил и моментов является адекватным лишь на режимах обтекания с устойчивой и упорядоченной вихревой структурой или на режимах безотрывного обтекания, то есть при углах атаки {{α}} < {{α}}*, где {{α}}* — угол атаки, при котором начинается интенсивная перестройка структуры потока (появление срыва потока, разрушение вихревого жгута и т. д.). На этих режимах В. п. слабо зависят от Струхала числа Sh и амплитуды колебаний летательного аппарата, При {{α}} > {{α}}* В. п. могут зависеть от Sh и амплитуды колебаний летательного аппарата, что не позволяет корректно использовать возмущений теорию для исследования динамики летательного аппарата.

Для экспериментального определения В. п. необходимы специальные динамические испытания, в основном используются методы установившегося вращения и искривленного потока. В основе последнего метода лежит идея моделирования стационарного точения около фиксированной модели путём такого генерирования патока в аэродинамической трубе, что он движется в окрестности модели по траектории, близкой к круговой. Широкое распространение получили также динамические установки, которые используют методы вынужденных колебаний и на которых одновременно в комплексе определяются В. п. и нестационарные производные (НП) — коэффициент разложений по безразмерным параметрам, характеризующим изменения углов атаки и скольжения во времени. Для выделения составляющих комплекса проводятся испытания с одновременным и поочерёдным колебаниями и модели, и потока в динамической установке. В качестве примера на рис. приведены экспериментальные зависимости В. п. {{mz}} и НП {{mz}} = ∂mz/{{α}} = d{{α}}/dt, {{α}} = αbA/V{{}}, t — время) и их комплекса от угла атаки для некоторой модели при дозвуковой скорости потока.

Г. И. Столяров.

Экспериментальные зависимости ({{Δ}}, {{Ο}}) вращательной и нестационарной производных и их комплекса от {{α}}.

вредное сопротивление — 1) разность между полным сопротивлением аэродинамическим летательного аппарата и индуктивным сопротивлением его несущих поверхностей (крыла, оперения). Складывается из сопротивления фюзеляжа, профильного сопротивления несущих поверхностей, сопротивления гондол силовой установки и т. д. В. с. отсутствует в идеальной жидкости.

2) Разность между полным сопротивлением комбинации нескольких интерферирующих элементов и суммой сопротивлений тех же, но невзаимодействующих элементов (например, крыла, оперения, фюзеляжа); если эта разность является положительной, что свидетельствует о наличии неблагоприятной интерференции аэродинамической, то можно говорить о вредном интерференционном сопротивлении; если отрицательна, то интерференция является полезной. 3) В прикладной аэродинамике В. с. иногда называют сопротивление выступающих в поток элементов, не моделируемых при испытаниях в аэродинамических трубах. К таким элементам относятся, например, приёмники давления и температуры воздуха, антенны, вспомогательные воздухозаборники, обтекатели сигнальных огней, тяг органов управления. К В. с. относят также сопротивление от технологических изъянов поверхности летательного аппарата, таких, как волнистость и шероховатость поверхности, уступы в стыках листов обшивки, выступающие или заглублённые головки заклёпок и болтов, щели между секциями органов управления и т. д.

Ввиду неоднозначности термина “В.с.” необходимо в каждом конкретном случае указывать смысл его применения. В современной аэродинамической практике термин “В. с.” обычно не употребляется.

Л. В. Васильев.

всемирная система зональных прогнозов, ВСЗП (World Area Forecast System) — создана для обеспечения заинтересованных потребителей прогнозами метеорологических условий по маршруту полёта (ветер и температура на высотах, тропопауза и атмосферная турбулентность, грозы и т. п.) в цифровой форме в узлах регулярной сетки, в наглядной форме или буквенно-цифровой форме, пригодных для непосредственного использования.

ВСЗП начала создаваться в 80-х гг. при тесном сотрудничестве ИКАО и Всемирной метеорологической организации (ВМО) на базе существовавшей Системы зональных прогнозов (СЗЛ) ИКАО/ВМО, обеспечивавшей авиационные метеорологические службы прогнозами по маршруту, необходимыми для включения в полётную документацию и проведения инструктажа, СЗП объединяла 17 Центров зональных прогнозов (ЦЗП), обеспечивавших метеорологические службы стран, входящих в закрепленные за ними районы обслуживания, прогнозами высокого качества и в стандартной форме. В 1982 в Монреале (Канада) специализированное совещание по связи и метеорологии ИКАО совместно с комиссией по авиационной метеорологии ВМО рассмотрело и специально утвердило концепцию построения ВСЗП. На базе ЦЗП были учреждены Всемирные центры зональных прогнозов (ВЦЗП) в Вашингтоне (США) и Лондоне (Великобритания), а также Региональные центры зональных прогнозов (РЦЗП) в городах: Бразилия (Бразилия), Буэнос-Айрес (Аргентина), Дакар (Сенегал), Дели (Индия), Лас-Пальмас (Испания, Канарские острова), Мельбурн (Австралия), Москва (СССР), Найроби (Кения), Париж (Франция), Токио (Япония), Веллингтон (Новая Зеландия), Франкфурт-на-Майне (ФРГ). Функции РЦЗП по определенным районам обслуживания были возложены также и на центры в Вашингтоне и Лондоне.

На начальной стадии деятельности ВЦЗП в их функции входила подготовка прогнозов ветра и температуры в цифровой форме в узлах регулярной сетки и обеспечение ими РЦЗП, в обязанности РЦЗП входил приём цифровых данных из ВЦЗП, хранение и обеспечение ими заинтересованных потребителей, а также подготовка карт ветра, температуры и особых явлений погоды на высотах но своим зонам обслуживания.

В конечном виде ВСЗП должна включать только два ВЦЗП — в Вашингтоне и Лондоне, которые будут разрабатывать все виды прогнозов (ветра, температуры, тропопаузы, особых явлений погоды) в цифровой форме в узлах регулярной сетки и рассылать их, с использованием в первую очередь спутниковых средств связи, непосредственно всем заинтересованным потребителям. Планируется, что формирование ВСЗП завершится в середине 90-х гг.

Всемирный центр зональных прогнозов (World Area Forecast Centre, WAFC) осуществляет подготовку и распространение глобальных прогнозов ветра и температуры для эшелонов полёта (см. Эшелонирование) 50 (850 гПа), 100 (700 гПа), 180 (500 гПа), 240 (400 гПа), 300 (300 гПа). 340 (250 гПа), 390 (200 гПа), 450 (150 гПа), 530 (100 гПа) и 600 (70 гПа), а также данных о высоте тропопаузы и скорости, направлении и высоте максимального ветра в узлах регулярной сетки в цифровой форме и в стандартном формате.

Региональный центр зональных прогнозов (Regional Area Forecast Centre, RAFC) осуществляет приём цифровых данных из ВЦЗП, хранит, обрабатывает эти данные и обеспечивает ими заинтересованных потребителей, готовит на базе этих данных по своей зоне ответственности необходимые потребителям карты ветра и температуры, а также, с использованием всей имеющейся информации, карты особых явлений погоды и обеспечивает ими заинтересованных потребителей.

РЦЗП Москва (RAFC MOSCOW) создан в 1982 в Гидрометцентре СССР Госкомгидромета СССР при Отделе авиационной метеорологии (Лаборатория зональных прогнозов), Центр готовит по установленному ВМО/ ИКАО району обслуживания карты прогноза ветра в температуры для эшелонов полетов 300 (300 гПа), 340 (250 гПа) и 390 (200 гПа), а также карты прогноза особых явлений погоды для слоя между эшелонами полёта 250 (450 гПа) и 400 (160 гПа) на сроки 00, 06, 12, 18 часов Единой системы времени. Карты оформляются в соответствии со стандартами ВМО/ИКАО и передаются потребителям по факсимильный линиям связи.

А. А. Ляхов.

всероссийский аэроклуб — учреждён 16 (29) января 1908 в Петербурге. В декабре 1909 вступил в ФАИ и получил право регистрировать в ней мировые авиационные и воздухоплавательные рекорды, устанавливаемые в России, а такте выдавать пилотские дипломы, действительные во всех странах. Объединял и координировал усилия сторонников развития воздухоплавания и авиации в России. Руководящие органы — президиум, совет и правление. К совету были прикомандированы постоянные представители военного и морского министров и начальника генштаба. При В. а. работали комитеты: научно-технический (председатель — профессор В. Ф. Найдёнов), спортивный и комитет по сбору средств для воздушного флота, а также комиссии по приему пилотских экзаменов, медицинская, по авиационной почте и др. В конце 1910 организована авиационная школа по подготовке пилотов-авиаторов.

Отделы В. а. имелись в ряде городов. Проводились Международные авиационные недели (с целью установления рекордов, показа фигурных полётов и т. п.). В. а. участвовал в созыве и проведении Всероссийских воздухоплавательных съездов. В числе принимавших участие в работах В. а. — учёные и конструкторы К. П. Боклевский, Н. Н. Митинский, Н. А. Рынин, И. И. Сикорский, К. Э. Циолковский, лётчики Г. В. Алехнович, В. В. Дыбовский, Л. В. Зверева, А. Е. Раевский, С. А. Ульянин. В. а. издавал журнал “Воздухоплаватель” (с 1904) и ежегодник “Воздушный справочник” (с 1912). В конце 1917 работа В. а. прекратилась.

всесоюзный институт легких сплавов (ВИЛС) — создан в 1961 в Москве. Осуществляет разработку технологии производства полуфабрикатов для авиационной промышленности, других отраслей техники и новых материалов для народного хозяйства. Институт разрабатывает процессы литья, обработки давлением, а также термической обработки алюминиевых и других сплавов. В состав ВИЛС входят специализированные подразделения, занимающиеся исследованиями в области создания прогрессивных технологических процессов изготовления, исследованиями структуры и свойств и методами контроля полуфабрикатов из лёгких и других сплавов, повышением эффективности металлургического производства, разработкой проектов и изготовлением нестандартного металлургического оборудования. Институт располагает экспериментальной базой, опытным производством и вычислительным центром. Издаёт сборники научно-технических трудов. Награждён орденом Октябрьской Революции (1983). С 1992 — Всероссийский институт лёгких сплавов.

всесоюзный научно-исследовательский институт авиационных материалов (ВИАМ) — образован приказом наркома тяжёлой промышленности 1932 в Москве на базе отдела испытаний авиационных материалов ЦАГИ. Разрабатывает конструкционные, коррозионно-стойкие, жаропрочные, износостойкие стали и сплавы, пластмассы, герметики, уплотнительные, тепло- и звукоизоляционные и другие материалы. Институт занимается также теоретической и экспериментальной разработкой проблем легирования и прочности сплавов, вопросами защиты металлов от коррозии, созданием методов механических испытаний и неразрушающего контроля качества сплавов и неметаллических материалов. Издает “Труды”, тематические сборники. Награждён орденами Ленина (1945), Октябрьской Революции (1982). С 1992 — Всероссийский институт авиационных материалов.

“всплывание” элеронов — самопроизвольное отклонение элеронов на обеих половинах крыла на отрицательные углы вследствие деформации проводки управления под действием аэродинамической нагрузки. Как правило, имеет место на самолётах, у которых проводка выполнена недостаточно жёсткой.

всплывная сила — разность между выталкивающей (архимедовой) силой P, действующей на погружённое в жидкость или газ тело (см. Аэростатика), и весом Gт этого тела, то есть Φ = P-Gт. При Φ > 0 тело всплывает, при Φ < 0 погружается, а при Φ = 0 находится в равновесии, Для сложных систем В. с. обычно вычисляют по упрощённым формулам. Например, дли аэростата Φ = P0-(Gт + Gг), где P0 — выталкивающая сила, вычисленная по объёму наполненной оболочки, Gг — вес наполняющего оболочку газа, Gт — вес аэростата, то есть вес конструкции и грузов, находящихся на аэростате. В. с., действующую на аэростатический летательный аппарат, часто называют подъёмной силой.

вспомогательная силовая установка (ВСУ), энергоузел — силовая установка на современных самолётах и вертолётах для пуска основных двигателей, питания сжатым воздухом системы кондиционирования, привода электрогенераторов и другого вспомогательного оборудования. Применение бортовых ВСУ обеспечивает независимость летательного аппарата от наземных источников питания. В полёте ВСУ может использоваться в качестве аварийного источника энергии.

ВСУ представляет собой газотурбинный двигатель и выполняется по следующим основным схемам: 1) одновальной, в которой отбор воздуха обычно осуществляется от общего компрессора, приводимого турбиной, расположенной с компрессором на общем валу, а генератор тока приводится от турбины через редуктор; частота вращения у таких ВСУ на рабочем режиме обычно поддерживается постоянной, что обусловлено необходимостью приводи генераторов переменного тока; 2) одно- или двухвальной с дополнительным компрессором, от которого отбирается воздух потребителю; 3) двухкаскадной, в которой воздух отбирается за компрессором низкого давлении;

У ВСУ, используемых на пассажирских самолётах, основная мощность тратится на выработку сжатого воздуха. Отбираемая электрическая мощность в этом случае не более 90 кВт, ВСУ могут выполняться и по другим схемам в зависимости от предъявляемых к ним требований — по соотношению между видами энергии (электрическая, пневматическая и механическая), вырабатываемой ими.

вторые режимы полета — режимы полёта самолёта при скоростях меньше наивыгоднейшей, соответствующей максимуму аэродинамического качества. На этих режимах при уменьшении скорости прямолинейного горизонтального полёта за счет увеличения угла атаки аэродинамическое качество самолёта уменьшается и равновесие тяги двигательной установки и аэродинамического сопротивления при фиксированных органах управления неустойчиво, в отличие от полёта на первых режимах (при скоростях горизонтального полёта, превышающих наивыгоднейшую), где равновесие этих сил устойчиво.

Для реализации полёта на В. р. п. требуется особая методика пилотирования самолёта (увеличение угла атаки приводит к увеличению скорости снижения, для уменьшения скорости горизонтального полёта требуется увеличение тяги двигателя при одновременном увеличении угла атаки). Полёт на В. р. п. возможен, но не рекомендован для массовой эксплуатации. Наибольшую опасность представляет полёт на В. р. п. при заходе на посадку и взлете с отказавшим двигателем. Безопасность полёта самолётов на В. р. п. обеспечивается выдерживанием запаса по скорости от скорости сваливания или применением автоматизации управления двигателем.

На практике иногда к В. р. п. относят также и режимы полёта в другом диапазоне скоростей, где равновесие тяги и аэродинамического сопротивления неустойчиво.

втулка несущего винта — основной агрегат несущего винта; предназначается для крепления лопастей, передачи крутящего момента от вала главного редуктора к лопастям, а также для восприятия и передачи на фюзеляж аэродинамических сил, возникающих на лопастях несущего винта. Различают следующие типы В. н. в.: шарнирные, упругие и жёсткие.

В конструкции шарнирной втулки (рис. 1) крепление лопастей к корпусу втулки осуществляется посредством горизонтальных, вертикальных и осевых шарниров. Горизонтальные шарниры обеспечивают возможность махового движения лопастей. Вертикальные шарниры позволяют лопастям совершать колебания в плоскости вращения (эти колебания возникают под действием переменных сил лобового сопротивления и сил Кориолиса, появляющихся при колебаниях лопасти относительно горизонтального шарнира). Благодаря шарнирному сочленению лопастей с корпусом втулки значительно снижаются переменные напряжения в элементах несущего винта и уменьшаются передающиеся от винта на фюзеляж вертолёта моменты аэродинамических сил. Осевые шарниры В. н. в. предназначены для изменения углов установки лопастей. В целях уменьшения свеса (изгиба) лопастей и создания необходимых зазоров между лопастями и хвостовой балкой вертолёта при невращающемся несущем винте и при малой частоте вращения несущего винта в конструкцию В. н. в. введены центробежные ограничители свеса.

Во всех шарнирах, в которых используются подшипники качения, предусматриваются системы смазки и уплотнений. В осевых шарнирах в качестве элементов, воспринимающих центробежные силы лопастей, применяются пластинчатые и проволочные торсионы, изготовленные из высокопрочной нержавеющей стали. Имеются так называемые эластомерные В. н. в., в шарнирах которых применяются цилиндрические, конические или сферические эластомерные подшипники. Эти подшипники выполнены из слоев стали и привулканизированных к ним слоев эластомера. Отсутствие трущихся металлических деталей уменьшает износ узлов. Конструкция В. н. в. упрощается, устраняется необходимость применения торсионов, сокращается время на техническое обслуживание, увеличивается надёжность конструкции. В конструкциях шарнирных В. н. в. с целью предотвращения явления “земного резонанса” колебания лопастей относительно вертикальных шарниров гасятся с помощью демпферов. которые в зависимости от используемого рабочего элемента подразделяются на фрикционные, гидравлические, пружинно-гидравлические и эластомерные. Шарнирные В. н. в. в зависимости от схемы могут быть трёх типов: с разнесёнными горизонтальными шарнирами (оси горизонтальных шарниров находятся на некотором расстоянии от оси несущего винта), с совмещёнными горизонтальными шарнирами (оси горизонтальных шарниров пересекаются на оси несущего винта), с совмещёнными горизонтальными и вертикальными шарнирами (оси обоих шарниров пересекаются в одной точке, отнесённой на некоторое расстояние от оси несущего винта).

Упругая втулка (рис. 2) может быть выполнена с упругим элементом только в одном вертикальном или горизонтальном шарнире либо сразу в обоих шарнирах. Корпус упругой В. н. в. изготовляется, как правило, из композиционных материалов. За осевым шарниром, который может быть выполнен по схеме с подшипниками качения и торсионом или с эластомерными подшипниками, расположена внешняя упругая часть втулки, обеспечивающая маховые движения лопасти. На несущем винте с такой втулкой может быть значительно повышена эффективность управления по сравнению с шарнирной В. н. в., что способствует увеличению манёвренности вертолёта.

Жёсткая втулка (рис. 3) имеет прочный центр, корпус (обычно из титанового сплава), прикреплённый к жёсткому приводному валу, и осевые шарниры, к корпусам которых через гребёнки прикреплены лопасти из композиционных материалов. В несущем винте с такой втулкой лопасть совершает колебательные движение в плоскости тяги и вращения не путём поворота в шарнирах, а благодаря большим деформациям лопасти или её более тонкого комлевого участка. Эти деформации оказываются допустимым и вследствие высокой прочности композиционных материалов. Такой винт с жесткой втулкой может рассматриваться подобным винту с шарнирной втулкой, имеющей большой разнос горизонтальных шарниров (10—35% от радиуса винта). Вертолёт с жёсткой В. н. в. обладает хорошими характеристиками управляемости. Важным преимуществом жёсткой В. н. в. является её простота (отсутствие высоконагруженных подшипников в шарнирах, демпферов и центробежных ограничителей свеса лопастей), облегчающая и удешевляющая изготовление винта и обслуживание его в эксплуатации.

В. П. Нефёдов.

Рис. 1. Шарнирная втулка несущего винта: а — общий вид; б — разрез; 1 — корпус втулки; 2 — эластомерный демпфер; 3 — горизонтальный шарнир: 4 — вертикальный шарнир; 5 — осевой шарнир; 6 — лопасть; 7 — подшипники горизонтального шарнира; 8 — палец горизонтального шарнира; 9 — цапфа осевого шарнира; 10 — подшипники осевого шарнира; 11 — проволочный торсион; 12 — корпус осевого шарнира; 13 — рычаг поворота лопасти.

Рис. 2. Упругая втулка несущего винта: 1 — корпус втулки; 2 — упругая часть корпуса; 3 — осевой шарнир; 4 — внешняя упругая часть втулки; 5 — лопасть; 6 — демпфер.

Рис. 3. Жёсткая втулка несущего винта: 1 — корпус втулки; 2 — осевой шарнир; 3 — упругая часть лопасти.

Вуазен (Voisin) Габриель (1830—1973) — французский авиаконструктор и промышленник, один из пионеров авиации. С 1904 строил планеры по заказам, испытывал их, буксируя за моторной лодкой. В 1905 вместе с братом Шарлем (1882—1912) основал авиационные мастерские, ставшие позже фирмой “Вуазен аэроплан”. В числе заказчиков В. были многие первые авиаторы (Л. Блерио, А. Фарман, Л. Делагранж и др.). Свои первые самолёты В. создал в 1907. В 1908—1909 формируется базовая схема самолётов В.: биплан с коробчатым крылом и хвостовым оперением, передней кабиной, с поршневым двигателем и толкающим воздушным винтом, фирменной фюзеляжной балкой. В 1911 построен самолёт-амфибия схемы “утка”, оснащённый поплавками, в 1912 — самолёт “Икар”, летавший с 6 пассажирами. После 1909 фирма стала выполнять военные заказы на самолёты, вооружённые пулемётом или пушкой. Самолёты В. составляли основу французской бомбардировочной и разведывательной авиации перед Первой мировой войной и в первые военные годы, когда фирма выпускала самолёты 11 основных типов: от “Вуазен-I” до “Вуазен-ХI” (построено около 15 тысяч). См. рис. в табл. III. VII.

Г. Вуазен.

выдерживание — см. в статье Посадка.

выживаемость летательного аппарата — свойство летательного аппарата успешно выполнять боевые операции в условиях противодействия противника. Количественно В. определяется отношением числа летательных аппаратов потерянных в результате проведения операции, к числу летательных аппаратов, принимавших в ней участие. Основными факторами, влияющими на В. являются тактика применения летательного аппарата, его лётно-технические характеристики, боевая живучесть, квалификация и боевой опыт экипажа, сигнатуры летательного аппарата (признаки, по которым идентифицируется летательный аппарат), его эксплуатационная надёжность, время подготовки к повторному вылету, ремонтопригодность при боевых повреждениях и авариях и т д.

вылет первый — первый полёт на опытном летательном аппарате. Выполняется после успешного завершения всех предусмотренных программой наземных испытаний, других работ и экспериментов. В. п. производится в хорошую погоду без сильного и порывистого ветра. Горизонтальная видимость должна быть не менее 8—10 км при вылете самолёта и не менее 5—6 км при вылете вертолёта. Скорость ветра и её боковая составляющая (по отношению к ВПП) не должны превышать значений, при которых производились подлёты данного самолёта (висения самолета с вертикальным взлетом и посадкой и вертолёта). Полёт над облаками может быть разрешён только при облачности менее 4—5 баллов, при сплошной облачности (10 баллов) допускается лишь в тех случаях, когда погода устойчива и максимальная высота полёта по заданию меньше нижней кромки облаков на 1000—1200 м для самолётов и на 250—300 м для вертолётов и дирижаблей.

На время проведения В. п. опытного образца полёты всех летательных аппаратов, кроме обеспечивающих В. п., прекращаются. Лётная полоса должна быть тщательно очищена и освобождена от техники и людей. В. п. опытного летательного аппарата выполняется в сопровождении летательного аппарата-киносъёмщика, с которого одновременно осуществляется и визуальное наблюдение за ходом испытательного полёта.

Число членов экипажа опытного летательного аппарата обычно ограничивается штатным минимумом. Объем полётного задания и время пребывания в воздухе сокращаются, существенно ограничиваются диапазоны скоростей, Маха чисел полёта, высот, углов атаки, крена и скольжения, перегрузок летательного аппарата. Конфигурация самолёта, как правило, существенно не изменяется, шасси убирается не всегда. Взлётная масса летательного аппарата задаётся возможно меньшей (с этой целью топливо в баки заливают в количестве, необходимом только для полёта в течение запланированного времени и безопасного возвращения на свой аэродром).

Время пребывания в воздухе манёвренных и ограниченно-манёвренных самолётов, как правило, не превышает 40—50 мин, неманевренных — 2 ч, вертолётов —25—35 мин. Контрольно-измерительная аппаратура работает в течение всего времени полёта опытного- летательного аппарата — от взлёта и до посадки включительно.

Самолёт при В. п. отрывается от взлетно-посадочной полосы на угле атаки, меньшем на 1—2{{°}} расчётного, что облегчает лётчику управление самолетом в первые секунды после отрыва от взлетно-посадочной полосы, уменьшает потребные для балансировки отклонения рулей. Посадка осуществляется также на уменьшенных углах атаки.

Задание на В. п. должно включать только общую качественную оценку поведения летательного аппарата (его устойчивости и управляемости) и работы его основных функциональных систем.

Лит.: Пашковский И. М., Леонов В. А., Поплавский Б. К., Летные испытания самолетов и обработка результатов испытаний, М., 1985.

И. М. Пашковский.

выносливость авиационных конструкций — нерекомендуемое название сопротивления усталости.

выравнивание — см. в статье Посадка.

высокоплан — см. в статье Моноплан.

высота полета — расстояние по вертикали от находящегося в полёте летательного аппарат до уровня поверхности, принятого за нулевой. Различают абсолютную В. п., отсчитываемую от уровня моря; относительную, намеряемую от условного уровня (аэродром вылета или изобарическая поверхность, соответствующая давлению 101325 Па; см. Барометрическая высота); истинную — по отношению к той точке земной поверхности, над которой в данный момент пролетает летательный аппарат. Различают также предельно малые, малые, средние и большие В. п. Предельно малыми считаются наименьшие высоты, устанавливаемые в зависимости от типа и скорости полёта летательного аппарата, малыми В. п. —высоты от предельно малых до 1000 м, средними — от 1000 до 5000 м, большими — свыше 5000 м. Это деление условно и изменяется с развитием авиационной техники. В. п. измеряется высотомерами и радиовысотомерами. См. также Потолок летательного аппарата.

высота принятия решения (ВПР) — определённая для посадки в сложных метеорологических условиях относительная высота полёта, на которой должен быть начат манёвр ухода на второй круг в случаях, если до достижения этой высоты командиром летательного аппарата не был установлен необходимый визуальный контакт с наземными ориентирами для продолжения захода на посадку или если положение летательного аппарата в пространстве относительно заданной траектории полёта не обеспечивает безопасную посадку. ВПР отсчитывается от уровня порога ВПП. Определение ВПР основано на комплексном рассмотрении летно-технических характеристик летательного аппарата, характеристик аэродрома, а также их оборудования, обеспечивающего посадку летательного аппарата.

высотная болезнь — патологическое состояние, возникающее при снижении парциального давления кислорода во вдыхаемом воздухе в высотных полётах, то есть в условиях разреженной атмосферы. В условиях нормального барометрического давления сходное состояние развивается при пребывании в замкнутом помещения, дыхании газовыми смесями с пониженным содержанием кислорода.

Причина В. б. — острое кислородное голодание организма, которое приводит к развитию ряда приспособительных реакций и патологических нарушений. Приспособительные реакции направлены на сохранение кислородного снабжения жизненно важных органов и выражаются в усиленной деятельности сердечно-сосудистой системы и дыхания, стимулировании гормональной системы и некоторых образований головного мозга. Патологические нарушения отражают повреждающее действие дефицита кислорода на различные системы организма, его органы, ткани и клетки. В первую очередь страдают наиболее чувствительные к влиянию недостатка кислорода функции центральной нервной системы. При этом нарушаются все виды обмена веществ, особенно углеводный, что приводит к недостатку выработки энергии и накоплению в клетках продуктов промежуточного обмена, а также к структурным повреждениям в клетках. Тяжесть и исход В. б. зависят от скорости и размеров нарастания дефицита кислорода, длительности пребывания на высоте, характера и интенсивности выполняемой работы и исходного состояния организма.

Признаки В. б.: учащение пульса и дыхания, одышка при работе, утомляемость, головная боль, тошнота, повышение артериального давления, снижение остроты зрения и слуха, нарушение координации движений. Иногда наблюдаются эйфория, возбуждение, некритическое отношение к себе и к обстановке, Различают коллаптоидную и обморочную формы В. б. Коллаптоидная В. б. развивается при длительном пребывании на высоте 5—7 км. Характеризуется интенсивным нарастанием функциональных нарушений, завершающихся брадикардией (урежением пульса) — резким и стойким снижением артериального давления. Обморочная В. б. возникает при выраженном дефиците кислорода на высоте 8—9 км и проявляется внезапной потерей сознания.

Развитию В. б. способствуют нарушение режима труда и отдыха, принятие алкоголя, заболевания, утомление. Высотную устойчивость человека повышают мероприятия, укрепляющие его физическое состояние. Основное средство лечения В. б. — кислородное обеспечение организма (спуск с высоты, переключение на дыхание кислородом, кислородно-воздушной смесью, карбогеном). В тяжёлых случаях проводится медикаментозное лечение и гипербарическая оксигенация (дыхание кислородом под давлением 200—300 кПа. Профилактику В. б. обеспечивают применением различных технических средств (кислородно-дыхательного оборудования, высотного снаряжения), а также осуществлением полётов в гермокабинах, проведением высотной адаптации при систематических подъёмах в барокамерах и тренировках в горных условиях.

И. Н. Черняков.

высотное снаряжение — носимые индивидуальные средства жизнеобеспечения лётчика, защищающие его от неблагоприятного воздействия разреженной атмосферы и гипоксии на больших высотах. В сочетании с различными системами индивидуальной защиты В. с. выполняет дополнительную защитную роль при действии перегрузок, воздушного потока при аварийном покидании летательного аппарата, низких и высоких температурах, УФ облучения, обеспечивает возможность выживания в случае аварийного приземления или приводнения летательного аппарата.

Основные виды В. с. — кислородные маски, высотные компенсирующие костюмы, гермошлемы, высотные скафандры. Выбор вида В. с. определяется лётно-техническими характеристиками летательного аппарата и режимом его полёта.

Кислородная маска (рис. 1) предназначается для подачи в дыхательные пути кислородно-воздушной смеси или чистого кислорода под давлением, равным или превышающим внешнее давление. Герметическое прилегание маски к лицу и фиксация её на шлемофоне (защитном шлеме) обеспечивается обтюратором и системой крепления. В зависимости от способа подачи кислорода для дыхания используются маски открытого, полузакрытого, закрытого типа и маски с избыточным давлением. Маски открытого и полузакрытого типов (КМ-15 и КМ-19) с непрерывной подачей кислорода применяются в полётах на высоте до 8—10 км. Они безотказны в работе, просты по устройству и в эксплуатации, однако неэкономичны по расходу кислорода. Маска закрытого типа (КМ-16) используется с кислородными приборами типа “следящие лёгочные автоматы”, подающими кислород только при создании разрежения в маске во время вдоха. Маска снабжена клапанами, которые обеспечивают необходимую направленность потоков вдыхаемого кислорода (газовой смеси) и выдыхаемого газа. Применяется в полётах на высоте до 12 км длительно (до нескольких ч) и на высоте до 13,5 км кратковременно (несколько мин). Маски с компенсированным клапаном выдоха и компенсатором натяга (КМ-32 и КМ-34) поддерживают избыточное давление, которое превышает внешнее давление примерно на 10 кПа. Без высотного компенсирующего костюма такая маска используется в полётах на высоте 15 км, а с костюмом  до 20 км.

Высотный компенсирующий костюм (рис. 2) служит для поддержания исходных параметров тела при дыхании под избыточным давлением путём создания регулируемого внешнего давления. Он предупреждает чрезмерное растяжение лёгких и грудной клетки, смешение органов брюшной полости и депонирование крови в конечностях, вызываемые повышенным внутрилёгочным давлением. Костюм представляет собой подогнанный к телу с помощью шнуровки комбинезон из прочной ткани, обеспечивающей паро- и воздухопроницаемость, имеет пневматические устройства для натяжения ткани по периметру туловища и конечностей, в результате чего создастся давление на тело. В сочетании с гермошлемом (рис. 3), компенсирующими перчатками и носками применяется в полётах на высоте до 30 км и более. Костюм имеет относительно небольшие массу и габариты (по сравнению со скафандром), обеспечивает достаточную подвижность.

Длительность использования костюма с избыточным давлением лимитируется жёсткостью оболочки, значительно ограничивающей и затрудняющей дыхание и движения, а также неравномерностью давления на тело, из-за чего возможны локальные нарушения циркуляции крови и возникновение болевых ощущений.

Высотный скафандр представляет собой герметичную одежду с регулируемой газовой средой. Основные элементы скафандра; многослойный костюм из наружной, силовой, газонепроницаемой и теплозащитной оболочек, шлем, перчатки, крепёжные замки и шланги. Давление, газовый состав, температура и влажность воздуха регулируются системой наддува и кондиционирования. В скафандрах вентиляционного типа при подаче кислорода в шлем и воздуха в подскафандровое пространство происходит удаление углекислого газа и влаги. В скафандрах регенерационного типа кислород поступает в шлем из баллонов, а очистка выдыхаемого воздуха от углекислого газа, паров воды и других примесей осуществляется поглотителем. В таких скафандрах циркуляция газовой смеси по замкнутому контуру “скафандр — поглотительный патрон” обеспечивается вентилятором. Из-за больших габаритов, массы, необходимости постоянной вентиляции, затруднения и ограничения движений при избыточном давлении скафандр в авиации используется только в длительных стратосферных полётах.

И. Н. Черняков.

Рис. 1. Кислородные маски: а — полузакрытая; б — закрытая; в — с избыточным давлением; 1 — полость маски; 2 — шланги выдоха; 3 — дыхательный мешок; 4 — шланг подачи кислорода; 5 — клапан вдоха; 6 — компенсированный клапан выдоха; 7 — компенсатор натяга.

Рис. 2. Высотный компенсирующий костюм; а — вид спереди; б — вид сзади; 1 — шнуровка; 2 — кольца; 3 — оболочка костюма; 4 — застежки-молнии, 5 — шланг натяжного устройстве; 6 — шланг противоперегрузочного устройства; 7 — камере натяжного устройства; 8 — соединительная трубка натяжного устройства; 9 — тесьма крепления гермошлема.

Рис. 3. Гермошлем с высотными костюмами: 1 — каска: 2 — подшлемник; 3 — шейная часть: 4 — вентилирующий костюм; 5 — компенсирующий костюм.

высотно-скоростные характеристики двигателя — см. в статье Характеристики двигателя.

высотомер, альтиметр, — прибор для измерения высоты полёта. Различают радиовысотомеры, измеряющие высоту над поверхностью, и барометрические В. (см. рис.), измеряющие высоту над условным уровнем, характеризуемым заданным значением атмосферного давления.

Чувствительным элементом барометрического В. является преобразователь давления, показания которого пересчитываются в абсолютную барометрическую высоту по уравнениям стандартной атмосферы. Атмосферное (статическое) давление на высоте полёта воспринимается приёмником воздушных давлений, вынесенным за обшивку фюзеляжа. Барометрический В. состоит из герметичного корпуса с упругим чувствительным элементом, воспринимающим давление p, механизма, осуществлявшего преобразование давления в перемещение стрелки, пропорциональное абсолютной высоте Hабс, а также механизма, обеспечивающего ввод давления pаэр на аэродроме (соответствующего началу отсчёта высоты Hаэр) и приведение показаний высоты к выбранному началу отсчёта (Hотн). Барометрические В. могут заменяться каналами барометрической высоты централизованных систем воздушных сигналов, где вычислительные операции, связанные с преобразованием измеренного давления в высоту, а также учёт поправок на погрешность измерений давления, обусловленную особенностями обтекания самолёта набегающим потоком, осуществляются ЭВМ. Барометрические В. могут использоваться до высоты 30 км. Погрешность измерении составляет от нескольких метров у поверхности земли до нескольких сотен метров при высоте более 20 км.

В. В. Лебедев.

Схемы барометрического высотомера; 1 — чувствительный элемент; 2, 4 — функциональные преобразователи; 3 — указатель измеренной барометрической высоты; 4 — индикатор введенного давления, 5 — кремальера ввода атмосферного давления на аэродроме.

выставки авиационные международные — проводимые регулярно международные демонстрации достижений авиационной науки и техники. Первые выставки состоялись в конце XIX в. в Париже и Лондоне. На них демонстрировались главным образом образцы воздухоплавательной техники. Выставки были организованы частными лицами. Организацией и проведением современных В. а. занимаются в основном научно-технические общества, а также общества, объединяющие авиакосмические фирмы.

Наиболее представительной является Парижская авиационно-космическая выставка (“Парижский авиационный салон”, Франция). Проводится с 1908 1 раз в 2 года (с 1949 — по нечётным годам) в мае — июне. С 1953 местом проведения является аэропорт Бурже. На выставке 1908 наряду с авиационной техникой были показаны образцы автомобильной техники. С 1909 выставка полностью посвящена авиации. СССР впервые принял участке в 1934 (регулярно — с 1965). Летательные аппараты демонстрируются как на стоянках, так и в полёте. Кроме гражданских и военных самолётов, вертолётов и планеров на выставке экспонируются образцы ракетно-космической техники, авиационного вооружения, авиационные и космические силовые установки, показываются достижения в области авиационных конструкций и материалов, технологии, радиоэлектронного оборудования и т. д. В период выставки проводятся симпозиумы и совещания, с 1977 ежедневно издаётся информационный бюллетень “Пэрис шоу дейли”. В 1989 в выставке приняли участие 1600 фирм и организаций из 37 стран, было показано более 200 летательных аппаратов. Советский Союз впервые демонстрировал современные боевые самолёты и вертолёты (МиГ-29, Су-27, Су-25 и Ми-28), а также самый тяжёлый транспортный самолёт Ан-225 “Мрия” с расположенным на нём крылатым орбитальным кораблём “Буран”. Были показаны новые пассажирские самолёты Ил-96-300 и Ту-204.

Крупная авиационно-космическая выставка проводится в Великобритании в Фарнборо (юго-западнее Лондона) с начала 50-х гг. 1 раз в 2 года (по чётным годам) в сентябре. Ранее проводилась в Хендоне (впервые в 1932). Экспозиция посвящена в основном военной тематике (боевые самолёты, военные вертолёты, управляемые авиационные ракеты, авиационные пушки, бомбы и т. д.). С 1974 выставка стала международной, СССР первый раз принял в ней участие в 1984. В 1990 в выставке участвовало свыше 800 фирм и организаций из 17 стран, было показано 115 летательных аппаратов. Советский Союз демонстрировал транспортный самолёт Ан-225 “Мрия” и истребитель Су-27 (в одно- и двухместной вариантах); был так же снова показан МиГ-29. С 1930 на выставке ежедневно издаётся информационный бюллетень.

Авиационные выставка в Ганновере (ФРГ) проводится с 1956 1 раз в 2 года (по чётным годам) в мае. Выставка посвящена в основном показу самолётов и вертолётов гражданская авиации, значительная часть которых — летательные аппараты авиации общего назначения. В 1990 в выставке приняли участие свыше 400 фирм и организаций из 20 стран, было показано около 140 летательных аппаратов. Участие СССР было нерегулярным.

Регулярно проводятся В. а. также в Канне (Франция) — с 1960 1 раз в 2 года (посвящена авиации общего назначения); в Ошкоше (США) — с 80-х гг. (представлена авиация общего назначения, летательные аппараты любительской постройки, а также реставрированные самолёты и самолёты-копии времён Первой и Второй мировых войн); в Рединге (США) — с 30-х гг. (показ авиации общего назначения США); в Кранфилде (Великобритания) — с 1970 (самолеты и вертолёты авиации общего назначения). Международные В. а. стали проводиться в городах Сан-Диего (США), Сантьяго (Чили), Дубай (Объединённые Арабские Эмираты), а также в Китае, Австралии, Японии, ЮАР и других странах.

В. В. Беляев.

высшие военные авиационные учебные заведения (академии и училища) Советских Вооружённых Сил. В 1919 по инициативе профессора Н. Е. Жуковского был учреждён Московский авиационный техникум, преобразованный в 1920 в Институте инженеров Красного Воздушного Флота, а в 1932 — в Академию Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского (см. Военно-воздушная инженерная академия). До 1930 академия была единственным высшим учебным заведением, выпускавшим авиационных инженеров. В 1940 была сформирована Военная академия командного и штурманского состава (ныне Военно-воздушная академия имени Ю. А. Гагарина). В 1956 в Калинине была создана Военная командная академия противовоздушной обороны, которой в 1974 было присвоено имя Маршала Советского Союза Г. К. Жукова. Готовит командные кадры для ПВО страны. Академия является научным центром по разработке проблем оперативного искусства и тактики войск ПВО, включая разработку наиболее эффективных способов применения реактивной истребительной авиации, вопросов совершенствования управления войсками ПВО.

Высшие военные авиационные училища лётчиков и штурманов начали создаваться в 1959 преобразованием средних лётных училищ в высшие. Реорганизация системы подготовки офицерских кадров для военной авиации была вызвана качественными изменениями авиационной техники. Старейшим лётным училищем считается Качинское высшее военное авиационное училище лётчиков имени А. Ф. Мясникова, берущее начало от Севастопольской офицерской школы авиации (Кача), сформированной в ноябре 1910. Подготовка лётчиков (1990) велась в училищах: Балашовском, Барнаульском, Ейском, Качинском, Оренбургском, Сызранском, Тамбовском, Уфимском, Харьковском и Черниговском. В Ворошиловградском и Челябинским училищах готовили штурманов. Воронежское, Иркутское, Киевское, Рижское, Тамбовское и Харьковское высшие военные авиационные инженерные училища готовили инженеров по следующим специальностям: пилотируемые летательные аппараты, двигатели летательных аппаратов, авиационное вооружение и др. Военно-авиационных инженеров по радиоэлектронике готовило Харьковское высшее военное авиационное училище радиоэлектроники. Во многих высших военных авиационных училищах велись научные исследования в области тактики военной авиации, эксплуатационной надежности авиационной техники, безопасности полетов, совершенствования учебных процессов.

высший пилотаж — маневрирование летательного аппарата с целью выполнения комплекса фигур пилотажа или отдельных фигур сложного пилотажа группой летательных аппаратов или выполнение одиночным летательным аппаратом замедленной бочки, полуторной или многократной восходящей (нисходящей) бочки с углами наклона траектории к горизонту более 45{{˚}}, двойного восходящего разворота, вертикальной восьмёрки, двойной полупетли, “колокола” или маневрирование в перевёрнутом полёте. См. также Пилотаж.

ВЯ — авиационная пушка, созданная в 1940 А. А. Волковым и С. А. Ярцевым: Калибр 23 мм, скорострельность 600 выстрелов в 1 мин, масса снаряда 200 г, начальная скорость 900 м/с масса пушки 66 кг. Применялась на самолётах в годы Великой Отечественной войны, в том числе на штурмовике Ил-2.

вязкой жидкости течение — движение сплошной изотропной среды, в которой возникают как нормальные, так и касательные напряжения. В. ж. т. происходит под действием сил двух видов: массовых сил, которые пропорциональны массе частицы и в аэро- и гидродинамических задачах являются заданными величинами, и поверхностных сил, которые возникают в результате взаимодействия соседних объёмов жидкости и характеризуются вектором напряжений pn (индекс обозначает направление нормали к площадке, к которой приложена поверхностная сила) Значение pn зависит от ориентации площадки. Из анализа равновесия сил и моментов, действующих на элементарный объём жидкости, следует, что напряжённое состояние жидкости в рассматриваемой точке поля течения определяется симметричным тензором напряжения. В аэро- и гидродинамике вектор pn обычно представляют в виде pn = -p + {{τ}}n, где pдавление гидродинамическое, которое действует по нормали к площадке и значение которого не зависит от ориентации площадки, {{τ}}n — вектор вязких напряжений, значение которого обращается в нуль в идеальной жидкости и который характеризуется тензором вязких напряжений ||T|| = ({{τ}}ij), i, j = x, y, z — декартовы координаты.

В отличие от твёрдого тела при движении жидкости её частицы перемещаются относительно друг друга. В данный момент времени поле скоростей в малой окрестности рассматриваемой точки есть наложение трех движений: однородного поступательного движения со скоростью V; вращения как твердого тела с угловой скоростью {{ω}}/2, где {{ω}} = rotV — вектор вихря или завихренности частицы жидкости, чисто деформационного движения, которое определяет отличие движения частицы жидкости от движения твердого тела и характеризуется тензором скоростей деформаций ||Φ||. Между тензорами ||T|| и ||Φ|| существует определенная связь, которая называется реологическим уравнением жидкости. В аэро- и гидродинамике обычно рассматриваются так называемые ньютоновские жидкости с линейным реологическим уравнением (обобщённый закон Ньютона) ||Т|| = {{λ}}divV + {{μ}}||Φ||, которое представляет собой главные члены реальной связи при бесконечно малых возмущениях. Здесь {{μ}} — динамическая вязкость, которая характеризует вязкие напряжения, связанные со сдвиговой деформацией жидкости. {{ξ}} = {{λ}} + 2/3{{μ}} — вторая или объёмная вязкость характеризует вязкие напряжения, обусловленные объемным расширением жидкости. Так как для несжимаемой жидкости divV = 0, величина {{ξ}} может играть роль только при движении сжимаемой жидкости; в большинстве аэродинамических задач предполагается, что {{ξ}} = 0({{λ}} = -2/3{{μ}} — гипотеза Стокса).

Движение вязкой жидкости описывается системой уравнений, которые выражают сохранения законы и могут быть записаны как в интегральном, так и в дифференциальном виде. Формула их записи зависит от способа исследования движения жидкости — методом Лагранжа или методом Эйлера, Ниже всюду используется эйлерова форма записи уравнений. Эта система уравнений включает в себя неразрывности уравнение, Навье-Стокса уравнения и уравнение энергии. В общем случае она замыкается уравнением состояния движущейся среды и зависимостями термодинамических функций и коэффициент переноса (см. Переносные свойства среды) от давления и температуры (энтальпии), а её решение должно удовлетворять заданным начальным условиям. Наиболее простой вид система уравнений имеет для несжимаемой жидкости:

divV = 0

{{формула}}

{{формула}}

где F — вектор массовой силы, {{ρ}} — плотность, T — температура, e — внутренняя энергия, k — теплопроводность, t — время, D/Dt — полная производная, {{Δ}} — оператор Лапласа, здесь и ниже Ф — диссипативная функция (см. Энергии уравнение). В отличие от движения идеальной жидкости, для которого имеет место обратимости теорема, уравнения динамики вязкой жидкости описывают необратимый процесс. Необратимость процесса движения связана с диссипацией энергии, то есть переходом части механической энергии в теплоту. Это доказывается вычислением работы A сил, приложенных к поверхности элементарного объёма жидкости, для несжимаемой жидкости имеем

{{формула}}

Таким образом, работа, производимая поверхностными и массовыми силами над единицей объёма жидкости в единицу времени, частично идёт на изменение кинетической энергии этого объёма, а другая её часть, равная Ф, соответствует количеству механической энергии, превращающейся из-за действия сил трения в теплоту. Интегрирование Ф по всему пространству, занятому движущейся жидкостью, позволяет определить общие потери энергии в единицу времени. Этот результат можно использовать, например, для расчёта гидродинамического сопротивления тела, движущегося в жидкости, если известно поле скоростей соответствующего течения. Анализ уравнений динамики вязкой жидкости значительно упрощается для некоторых классов течений, когда в силу их вырожденности и ряда упрощающих предположений задача сводится к решению системы обыкновенных дифференциальных уравнений. Это так называемые точные решения. Наиболее обширный класс точных решений имеет место для несжимаемой жидкости, например, течение Гагена — Пуазейля (см. Ламинарное течение) течение Куэтта (рис. 1), возникающее при движении в вязкой жидкости одной бесконечной плоскости (верхняя на рис. 1) с постоянной скоростью u{{ω}} параллельно другой находящейся на расстоянии h от неё при наличии градиента давления dp/dx, характеризуемого параметром {{p}}, равным p = -h2(2{{μ}}u{{ω}})(dp/dx). Для этого течения зависимость скорости и жидкости от поперечной координаты у имеет вид:

{{формула}}

Для сжимаемой жидкости число точных решений невелико. Простейшим примером является одномерная задача о переходе потока совершенного газа в отсутствие массовых сил из одного однородного состояния (при x{{}}-{{}}) в другое однородное состояние (при x{{}} + {{}}), при этом приведенные скорости потока {{λ}}1 = u1/a1, при x{{}}-{{}} и {{λ}}2 = u2/a1, при x{{}} + {{}} (u1, u2 — скорости потока соответственно при x{{}}-{{}} и при x{{}} + {{}}, a1 — критическая скорость звука при x{{}}-{{}}) связаны соотношением {{λ}}1*{{λ}}2 = 1. Аналога такому течению для несжимаемой жидкости не существует, а для идеальной сжимаемой жадности ему соответствует переход сверхзвукового потока в дозвуковой через прямую ударную волну (рис. 2). Полученное решение позволяет оценить толщину ударной волны {{δ}}: {{δ}}/l = ({{λ}}1 + l)/({{λ}}1—1), где l — длина свободного пробега молекул. Следовательно, с увеличением скорости набегающего сверхзвукового потока ({{λ}}1{{→λ}}max = [({{γ}} + 1)/({{γ}}-1)]1/2, {{γ}} — показатель адиабаты) нарушается предположение механики сплошной среды: {{δ}}/l > > 1, и для анализа структуры ударной волны необходимо пользоваться уравнениями, описывающими разреженных газов динамику.

В общем случае интегрирование уравнений динамики вязкой жидкости представляет собой сложную математическую задачу и может быть проведено только численно. Разработанные методы численного анализа позволяют решать задачу об обтекании тела при таких Рейнольдса числах, когда силы трения и инерции имеют одинаковый порядок во всём поле течения; при этом проведение расчётов сопряжено с очень большими затратами машинного времени. Однако в предельных случаях малых (Re{{}}0) и больших (Re{{→∞}}) чисел Рейнольдcа исследование В. ж. т. можно значительно упростить. В первом случае, который соответствует, например, движению сильновязких жидкостей, силы внутреннего трения значительно больше инерционных сил, и в результате соответствующих упрощений приходим к более простым Освена уравнениям. При больших числах Рейнольдса силы трения в основной части потока пренебрежимо малы и становятся соизмеримыми с инерционными силами лишь в тонком пристеночном (пограничном) слое жидкости. В этом случае задача об обтекании тела потоком вязкой жидкости распадается на две самостоятельные задачи: задачу об обтекании тела потоком идеальной жидкости, описываемую Эйлера уравнениями, и задачу о расчёте течения вязкой жидкости в пограничном слое, описываемую уравнениями Прандтли. Поскольку движение самолётов и других летательных аппаратов происходят, как правило, при больших числах Рейнольдса, то этот подход позволяет успешно решать многие практические вопросы, связанные с расчётом аэродинамических характеристик и аэродинамического нагревания летательного аппарата.

Лит.: Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе Н. В., Теоретическая гидромеханика, 4 изд., т. 1, 2, Л.—М., 1948—63; Бэтчелор Дж., Введение в динамику жидкости, пер. с англ., М., 1973; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. А. Башкин.

Рис. 1. Распределение скоростей жидкости в течении. Куэтта в зависимости от значения параметре p.

Рис. 2. Изменение приведённой скорости {{λ}} = u/{{α}}1, одномерного потока вязкого сжимаемого газа с начальными параметрами: {{γ}} = 1,4; число Прандтля Рг = 3/4; {{λ}}1 = 2,0 при прохождении через прямую ударную волну; {{ξ}} — продольная координата в условных единицах.

Hosted by uCoz