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

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

{{формула}}

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

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

В. И. Голубкин.

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

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

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

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

А. С. Гиневский.

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

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

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

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

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

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

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

Лит.: см. при статье Крыла теория.

С. М. Белоцерковский.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Б. П. Тучин, А. С. Чернявский.

Рис. 1 Двигатель ВК-1

Рис. 2. Двигатель ГТД-350.

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

Рис. 4. Двигатель ТВ2-117А.

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

Рис. 6. Двигатель ТВ3-117.

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

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

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

владелец воздушного судна — см. Эксплуатант воздушного судна.

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

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

М. Е. Уланов.

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

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

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

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

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

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

А. М. Знаменская.

внутренняя компенсация — см. в статье Аэродинамическая компенсация.

вогнутость профиля — то же, что кривизна профиля.

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

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

Лит.: Герои огненных лет, М., 1984.

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

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

И. Ф. Дубровкин.

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

Б. Ф. Корольков.

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

В. Я. Кремлёв.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

А. Н. Ефимов.

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

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

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

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

В. В. Филиппов.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

С. С. Гайгеров.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

А. В. Николаев.

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

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

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

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

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

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

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

Р. В. Пятышев.

воздушная линия —то же, что авиалиния.

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

воздушная скорость — см. в статье Скорость.

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

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

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

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

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

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

В. С. Грязнов

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

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

А. И. Котов.

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

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

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

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

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

Н. Н. Смыслова, В. М. Сенчило.

Табл.—Международная таблица сигналов

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

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

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

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

Н. И. Васильев.

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

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

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

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

Ю. Н. Малеев.

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

Ю. Я. Шилов.

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

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

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

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

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

В. А. Сосунов.

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

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

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

Б. С. Левин.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Г. И. Майкапар, Ю. Л. Сухоросов.

Рис. 1. Схемы воздушных винтов.

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

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

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

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

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

Для дальнейшего чтения нажмите кнопку