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 {{υ_ω}}. Локальной размерной характеристикой вдува является его интенсивность {{ρ_ωυ_ω}} = lim{{∆}}m/{{∆}}S при {{∆}}S{{→}}0, где {{∆}}m — секундный расход вещества, подводимого через элементарную площадку {{∆}}S проницаемой поверхности, {{ρ_ω}} — 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 ({{ρ_ωυ_ω}}) ({{ρ}}_eu_e)^-1 (Re)^1/2, где Re = {{ρ}}_eu_eL/{{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 {{υ_ω}}/u_e < < 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 В_в.о. площади В. о.; В_в.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 В_в.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. n_в равно значению виброускорения a_в, выраженному в единицах ускорения свободного падения: n_в = a_в/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”

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”.

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).

Для дальнейшего чтения нажмите кнопку