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

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

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

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

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

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

В. С. Грязнов.

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

воздушный порыв — см. в статье Атмосферное возмущение.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

А. И. Рубан.

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

{{формула}}

{{формула}}

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

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

Уравнения В. д. имеют вид:

{{Формула}}

{{Формула}}

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

{{Формула}}

{{формула}}

где {{формула}}

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

При автоматическом управлении в уравнения В. д.вводятся новые переменные х_{n + 1}, x_{n + 2} и т. д. И добавляется соответствующее число алгебраических и дифференциальных уравнений.

В. А. Ярошевский.

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

И. П. Волк.

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

А. А. Волков.

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

А. Н. Волков.

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

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

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

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

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

В. Н. Голубкин.

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

{{формула}}

В цилиндрической —

{{формула}}

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

{{формула}}

где

{{формула}}

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

{{формула}}

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

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

Для неоднородного В. у. решение существенно сложнее:

{{формула}}

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

А. Г. Мунин.

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

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

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

В. Н. Голубкин.

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

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

Г. И. Майкапар.

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

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

Рис. 3. Волнолёт сложной формы.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

В. С. Егер, И. А. Родионов.

Рис. 1. Классификация авиационного вооружения.

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

Рис. 3. Схема системы управления вооружением.

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

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

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

И. А. Воробьёв.

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

Н. И. Ворогушин.

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

А. В. Ворожейкин.

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

Г. А. Ворожейкин.

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

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

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

Г. И. Воронин.

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

П. А. Воронин.

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

Горизонтальная восьмёрка.

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

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

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

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

В. И. Воячек.

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

И. Д. Малинин.

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

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

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

Г. И. Столяров.

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

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

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

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

Л. В. Васильев.

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

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

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

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

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

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

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

А. А. Ляхов.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

В. П. Нефёдов.

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

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

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

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

Г. Вуазен.

выдерживание — см. в статье Посадка.

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

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

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

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

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

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

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

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

И. М. Пашковский.

выносливость авиационных конструкций — нерекомендуемое название сопротивления усталости.

выравнивание — см. в статье Посадка.

высокоплан — см. в статье Моноплан.

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

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

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

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

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

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

И. Н. Черняков.

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

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

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

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

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

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

И. Н. Черняков.

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

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

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

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

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

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

В. В. Лебедев.

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

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

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

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

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

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

В. В. Беляев.

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

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

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

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

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

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

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

divV = 0

{{формула}}

{{формула}}

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

{{формула}}

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

{{формула}}

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

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

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

В. А. Башкин.

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

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