Э

Эволютивная скорость летательного аппарата — минимальная скорость, на которой ЛА имеет возможность выполнять некоторые минимальные эволюции (манёвры) — отсюда название. Для неманёвренных самолётов различают минимальную Э. с. при разбеге, взлёте, посадке и при уходе на второй круг. Эти Э. с. определяются как минимальные скорости, при которых возможно восстановление и сохранение прямолинейного движения при внезапном полном отказе двигателя критического с помощью только основных аэродинамических органов управления. Последующий прямолинейный полёт должен выполняться при крене не более 5{{°}}; не должны возникать опасные изменения лётных характеристик самолёта. Накладываются также и др. дополнительные ограничения.

Эжектор (франц. {{é}}jecteur, от {{é}}jecter — выбрасывать) — устройство для перемещения жидкости, газа и др. сред, действие которого основано на передаче энергии от одной среды, движущейся с большей скоростью, к другой. При этом полное давление p₀₂ в смешанном потоке больше полного давления p₀₁ низконапорного потока, отношение {{ε}} = p₀₂/p₀₁ называется степенью сжатия и является одной из основных характеристик Э. Для увеличения степени сжатия Э. устанавливаются последовательно так, что поток смеси предыдущего Э. будет эжектируемым для последующего. Э. прост по конструкции, может работать в широком диапазоне изменения параметров потоков, позволяет легко регулировать рабочие режимы. Поэтому Э. широко применяются в различных областях техники: в аэродинамических трубах, вакуумной технике и др. Наиболее часто используются газовые Э.

Независимо от назначения Э. имеет следующие конструктивные элементы (см. рис.): сопло высоконапорного (эжектирующего) потока, сопло низконапорного (эжектируемого) потока, камеру смешения и диффузор. Расположение сопел может быть прямым, когда эжектируемый поток поступает в камеру смешения по периферии, и обратным, когда по периферии подаётся эжектирующий поток. В большинстве случаев Э. выполняются с цилиндрической или изобарической камерой смешения. Для удовлетворительного смешения потоков требуется, чтобы длина камеры смешения составляла примерно 6—8 диаметров её входного сечения; путём разделения потоков на несколько струй эту длину можно сократить.

При дозвуковых скоростях истечения статические давления на срезах сопел одинаковы; при скорости эжектирующего газа, равной или большей скорости звука, давления на срезах сопел могут существенно различаться, при этом сверхзвуковая струя в камере смешения расширяется и поджимает дозвуковую эжектируемую струю, скорость которой будет увеличиваться вплоть до скорости звука, — такой предельный режим работы Э. является наивыгоднейшим и называется критическим.

А. Л. Искра.

Эжекторы с цилиндрической (а) и изобарической (б) камерой: 1 — сопло эжектирующего потока; 2 — сопло эжектируемого потока; 3 — камера смешения; 4 — диффузор.

Эйдеман, Эйдеманис, Роберт Петрович (1895—1937) — советский военачальник, комкор (1935). Участник 1-й мировой и Гражданской войн. С 1918 в Красной Армии. Окончил Киевское военное училище (1916). В 1918—20 командовал дивизиями, армией и группой войск, был начальником тыла на разных фронтах. Помощник и заместитель командующего Вооружёнными силами Украины и Крыма (1921—24), командующий войсками Сибирского военного округа (1924—25). Начальник и комиссар Военной академии имени М. В. Фрунзе (1925—32). В 1932—34 член РВС СССР, с 1934 член Военного совета при Наркомате обороны. С 1932 председатель Центрального совета Осоавиахима СССР. Э. придавал большое значение привлечению молодёжи к занятиям самолётным, планёрным и парашютным спортом. К руководству этими видами спорта он привлёк многих военных и гражданских специалистов (Л. Г. Минова, Я. Д. Мошковского и др.). По инициативе Э. созданы Центральный аэроклуб и Тушинский авиацентр. Был членом ВЦИК нескольких созывов и ЦИК СССР. Награждён 2 орденами Красного Знамени, орденом Красной Звезды. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

Р. П. Эйдеман.

Эйлер (Euler) Леонард (1707—1783) — учёный в области математики, механики, физики, астрономии, член Петербургской (с 1726 — действительный, в 1742—66 — иностранный почётный), Берлинской, Парижской АН, Лондонского королевского общества и др. крупнейших, научных учреждений. Э. впервые изложил механику точки при помощи математического анализа и корректно сформулировал принцип наименьшего действия. Разработал кинематику и динамику твёрдого тела и вывел уравнения его вращения вокруг неподвижной точки, положив начало теории гироскопов. Э. — один из создателей теоретической гидродинамики. Обобщил понятие давления в применении к движущейся жидкости, дал вывод основной системы уравнений движения идеальной сжимаемой жидкости (уравнений импульса и неразрывности), теоремы, об изменении количества движения применительно к жидким и газообразным средам и т. д.

Соч.: Opera omnia ..., Serie 2 — Opera mechanica et astronomica, v 1—30, B. — Lpz., 1912—64.

Лит.: Развитие идей Л. Эйлера и современная наука, М., 1988.

Л. Эйлер.

Эйлера уравнения в аэро- и гидродинамике (по имени Л. Эйлера) — система дифференциальных уравнений, выражающая закон сохранения импульса при движении идеальной жидкости. Полученные Л. Эйлером (1755) уравнения в векторной форме принимают вид:

{{}}gradp,

где р — давление, {{ρ}} — плотность, Т — температура, t — время, V, F — векторы скорости и массовых сил, D/Dt — так называемая полная, или субстанциональная, производная. Э. у. замыкаются неразрывности уравнением, энергии уравнением и уравнением состояния {{ρ}} = {{ρ}}(p, T), а их решение должно удовлетворять заданным начальным и граничным условиям. В частности, при обтекании неподвижного тела с непроницаемой поверхностью S безграничным потоком газа граничные условия представляют собой условие непротекания на S: Vn = 0, где n — нормаль к S, и условие затухания вносимых телом возмущений на бесконечности. Э. у. получаются формально из Навье — Стокса уравнений, если в них положить динамическую вязкость равной нулю.

Э. у. служат основой для исследования картины обтекания ЛА и расчёта его аэродинамических характеристик, поскольку самолёты имеют хорошо обтекаемые формы, а их движение происходит при больших Рейнольдса числах, когда силы трения пренебрежимо малы в б{{ó}}льшей части потока. По найденному полю течения влияние сил трения и возможность появления срыва потока оцениваются на основе уравнений пограничного слоя. См. также Сохранения законы.

В. А. Башкин.

Эйлера формула (по имени Л. Эйлера, получившего ее в 1754) — формула, определяющая значение момента, действующего на лопатки лопаточной машины, как разность потоков моментов количества движения в выходном и входном сечениях венца:

M = {{}}c_2ur₂dG — {{}}c_1ur₁dG,

где c_1u и c_2u — окружные составляющие абсолютной скорости потока, r₁ и r₂ — расстояния центров тяжести сечений элементарной трубки тока от оси вращения соответственно во входном (F₁) и выходном (F₂) сечениях венца, dG — расход рабочего тела в этой трубке. Для осреднённых по сечениям параметров M = (c_2ur₂ — c_1ur₁)G.

Умножение вращающего момента, приходящегося на 1 кг/с рабочего тела, на угловую скорость даёт значение удельной затраченной (компрессор) или отведённой (турбина) работы: L = c_2uu₂ — c_1uu₁, которую часто также называют Э. ф. (u₁ и u₂ — окружные скорости ротора на среднем радиусе).

Эйлера-Д{{′}}аламбера парадокс — то же, что Д{{′}}Аламбера — Эйлера парадокс.

Эйфель (Eiffel) Александр Гюстав (1832—1923) — французский инженер-строитель и аэродинамик. Окончил Центральную школу искусств и ремёсел в Париже (1855). Используя металлические конструкции, построил ряд мостов, виадуков, всемирно известную башню (Париж, 1889). Внёс большой вклад в развитие экспериментальной аэродинамики во Франции: построил первую аэродинамическую лабораторию (Париж, 1909), открыл явление кризиса сопротивления плохообтекаемых тел (1912), усовершенствовал технику аэродинамического эксперимента (камера Э.). Портрет см. на стр. 666.

Лит.: Besset M., G. Eiffel, P., 1957.

А. Г. Эйфель.

Эйфория высотная (греч. euphoria, от {{é}}u — хорошо и phor{{éō}} — ķесу, переношу) — изменение психического состояния человека при подъёме его на высоту. Э. в. связана с кислородным голоданием тканей мозга (см. Гипоксия). Проявления Э. в. — беспричинная весёлость, отсутствие бдительности, снижение внимания. При этом сами люди, у которых возникает Э. в., не воспринимают эти явления как ненормальные. В некоторых случаях при подъёме на высоту вместо Э. в. могут возникать усталость, угнетение или сонливость. При подъёме без кислородного снаряжения на высоту более 7 км или при взрывной декомпрессии на этой высоте возможна потеря сознания.

Эквивалентно-циклические испытания двигателя — вид стендовых испытаний двигателя, проводимых для ускоренного выявления при доводке двигателя деталей с наименьшим ресурсом, подтверждения эффективности конструктивных и технологических мероприятий в опытном и серийном производствах, при установлении и увеличении ресурса двигателя и для обеспечения его эксплуатации по техническому состоянию (см. Эксплуатация авиационной техники). При Э.-ц. и. д. обеспечивается возможно более полное и ускоренное воспроизведение повреждаемости деталей, соответствующее изменению параметров двигателя в типовых полётах (полётных циклах). Для этого программами испытаний предусматривается, чтобы суммарное время наработки на тяжёлых режимах было бы эквивалентно по длительной прочности деталей горячей части двигателя осреднённому времени наработки в полётных циклах, а число переменных процессов, соответствующее их осреднённому числу в полётных циклах, воспроизводилось бы полностью. В программы Э.-ц. и. д. включается также наработка на динамически напряжённых режимах двигателя, на частоте вращения земного малого газа и пр. Для сокращения времени Э.-ц. и. д. наработки на пониженных установившихся режимах и циклы нагружения малой интенсивности приводятся к более тяжёлым режимам и циклам путём эквивалентного пересчёта по длительной прочности и малоцикловой усталости.

Для ускоренного выявления потенциальных возможностей по ресурсу основных деталей и узлов их Э.-ц. и. д. могут проводиться также вне двигателя — на газогенераторе, в разгонных камерах и пр. При анализе результатов испытаний учитываются коэффициенты соответствия испытательных и полётных циклов по накоплению повреждения данной детали от малоцикловой усталости с учётом влияния длительной прочности.

Б. Ф. Шорр.

Экипаж воздушного судна — командир, другие лица лётного состава и обслуживающего персонала, на которых возложено управление воздушным судном и обслуживание его в полёте. По законодательству ряда государств в состав Э. воздушного судна могут входить только граждане государства, в реестр которого занесено воздушное судно (см. Гражданство членов экипажа). Члены Э. должны иметь при себе документы о квалификации и свидетельства, которые выдаются государством регистрации воздушного судна или признаются им действительными. В состав Э. могут входить лица, обладающие знаниями в области теории полёта, эксплуатационных ограничений по соответствующим типам воздушных судов и силовой установке, принципов загрузки и распределения грузов и их влияния на лётно-технические характеристики, планирования полётов, пользования аэронавигационными документами, авиационной метеорологии, мер безопасности и чрезвычайных мер и др. Установлены также требования к налёту часов членами Э. и их годности с медицинской точки зрения. Основная фигура Э. — командир воздушного судна, он обладает властными полномочиями в отношении всех других членов экипажа, а во время полёта — в отношении пассажиров и грузов.

Специальные нормы об Э. воздушного судна содержатся в Воздушном кодексе СССР, где предусматриваются состав Э. и недопустимость полёта при неполном составе Э.; определяются права и обязанности командира воздушного судна (обеспечение строгой дисциплины и порядка, соблюдение правил полётов и эксплуатации судна, принятие необходимых мер к обеспечению безопасности находящихся на борту людей, сохранности судна и имущества и т. д.), в том числе права командира в случае бедствия и обязанность оказания помощи судам и лицам, находящимся в опасности; установлен специальный порядок возмещения вреда, причинённого Э.

Ю. Н. Малеев.

Эккенер (Eckener) Хуго (1868—1945) — немецкий воздухоплаватель. Конструктор дирижаблей. В 1923—34 возглавлял дирижаблестроительную фирму “Цеппелин”. Руководил постройкой дирижаблей LZ-126, LZ-127, LZ-129 — LZ-132. В 1924 командир дирижабля LZ-126 (“Лос-Анджелес”). В 1928—37 командир дирижабля LZ-127 “Граф Цеппелин”, совершившего в 1929 кругосветный перелёт (с тремя остановками в пути), в 1931 — арктический перелёт, а в 1932—37 совершавшего регулярные пассажирские полёты между Германией, Бразилией и США. В 1930 руководил подготовкой лётных кадров для немецких дирижаблей. В 1931 (после смерти Ф. Нансена) был избран председателем Международного общества по исследованию Арктики.

Соч.: Graf Zeppelin. Sein Leben nach eigenen Aufzeichnungen und pers{{ö}}nlichen Erinnerungen, Stuttg., 1938.

X. Эккенер.

Экономическая скорость вертолёта — скорость установившегося горизонтального полёта вертолёта, при котором требуется минимальная мощность двигателя; аналог крейсерской скорости, самолёта в режиме минимального часового расхода топлива.

Экономические характеристики летательного аппарата — отражают затраты трудовых и материальных ресурсов на разработку, серийное производство и эксплуатацию ЛА. Э. х., наряду с прочими критериями оценки, используются при выборе оптимального варианта проектируемого ЛА и для сравнения его с другими образцами. На ранних стадиях разработки ЛА его Э. х. определяются с помощью приближённых методов (экстраполяционно-статистических, сопоставительно-аналоговых, экспертных), а по мере конкретизации проекта применяются более точные нормативно-калькуляционные методы, позволяющие учитывать различные виды прямых и косвенных затрат и капитальных вложений на соответствующих стадиях жизненного цикла ЛА.

К основным критериям экономической оценки ЛА относятся: затраты на разработку ЛА, охватывающие все затраты, связанные с проектированием, постройкой опытных образцов, созданием экспериментальных установок, проведением наземных и лётных испытаний, доводкой образцов и относящиеся к составным частям ЛА и ЛА в целом;

себестоимость серийного ЛА, которая включает приходящиеся на один экземпляр ЛА затраты завода-изготовителя ЛА на подготовку и освоение производства, материалы и полуфабрикаты, покупные комплектующие изделия (в том числе двигатели, бортовое оборудование и т. п.), заработную плату и др. расходы (в некоторых случаях частично или полностью включаются затраты на разработку ЛА); на основе себестоимости устанавливается цена ЛА;

себестоимость лётного часа или (для транспортных ЛА) себестоимость перевозок — себестоимость единицы транспортной работы (одного тонно-км или одного пассажиро-км), которые учитывают различные эксплуатационные расходы, в том числе затраты на горюче-смазочные материалы, заработную плату лётно-подъёмного состава, техническое обслуживание и ремонт ЛА, амортизационные отчисления, эксплуатацию аэродромных сооружений и т. п.;

стоимость жизненного цикла ЛА, учитывающая затраты на его разработку, изготовление и эксплуатацию в течение предполагаемого срока службы.

Непрерывное повышение лётно-технических характеристик и эффективности ЛА, осуществляющееся на основе изыскания и внедрения новых научно-технических решений, усложнение конструкции ЛА, применение дорогостоящих материалов и новейшего радиоэлектронного оборудования сопровождается соответствующим ростом затрат на разработку и производство ЛА. В 70—80-х гг. разработка сложных авиационных комплексов (ЛА, его двигатели, оборудование) стала обходиться, согласно зарубежным публикациям, в миллиарды долларов (1—4 млрд.), стоимость серийных ЛА достигла 40—50 млн. долл. для истребителей, 80—100 млн. долл. для магистральных пассажирских самолётов.

Эксплуатационные Э. х. (такие, как себестоимость перевозок) часто рассматриваются в качестве единого критерия эффективности применения гражданских ЛА. В процессе развития воздушного транспорта экономическая эффективность ЛА улучшалась за счёт повышения производительности ЛА (посредством увеличения пассажировместимости и скорости полёта), сокращения потребления топлива (посредством снижения удельного расхода топлива двигателей и повышения аэродинамического качества ЛА), увеличения ресурса двигателей, бортового оборудования и конструкции ЛА, а также за счёт др. технических характеристик. В числе важных эксплуатационных факторов повышения экономической эффективности воздушных перевозок — увеличение годового налёта ЛА и более полное использование его грузоподъёмности и пассажировместимости (увеличение коэффициента загрузки ЛА).

Для боевых ЛА разрабатываются различные методы их оценки типа “стоимость — эффективность”, в которых те или иные стоимостные показатели выполнения боевой операции соотносятся с показателями ожидаемого эффекта (боевой эффективности).

В. П. Шенкин.

Экономический режим полёта — режим полёта на всей траектории полёта или её части, обеспечивающий минимальную себестоимость перевозок.

Экранный индикатор — индикатор, у которого лицевая часть представляет собой светящийся экран. Э. и. обеспечивает возможность изменения вида и объёма выдаваемой членам экипажа необходимой в полёте информации; концентрацию большого числа индицируемых параметров на ограниченном поле экрана; перевод информации с одного экрана на соседний (в случае отказа); выдачу обобщённых параметров в наглядной форме (положение ВПП, располагаемая дальность полёта по запасу топлива и др.).

В зависимости от назначения различают следующие Э. и.: индикатор обстановки в вертикальной плоскости, индикатор на “лобовом стекле”, индикатор обстановки в горизонтальной плоскости, индикатор параметров силовой установки и др. Э. и. бывают: по принципу действия экрана — газоразрядные, на электронно-лучевых трубках, светодиодные, жидкокристаллические и т. д., по характеру изображения на экране — коллиматорные или простые, у которых изображение воспринимается в плоскости экрана; по цветности экрана — одноцветные, трёхцветные, многоцветные. Использование Э. и. — перспективное направление развития систем отображения информации на ЛА.

Первыми Э. и., использовавшимися в авиации, были индикаторы радиолокаторов.

Экранный эффект — малоупотребительное название эффекта влияния земли.

Экраноплан (франц. {{é}}cran — экран, щит и plane, или лат. planum — плоскость) — ЛА, летающий вблизи поверхности воды и ровных участков земли с использованием эффекта влияния земли (экранного эффекта). Экранный эффект при прочих равных условиях позволяет уменьшить потребную мощность двигателей. Э. проектируют с низкорасположенным крылом малого удлинения (для обеспечения безопасности полёта), снабжённым шайбами концевыми, и с высоко поднятым развитым горизонтальным оперением, так как при приближении Э. к экрану центр давления смещается назад, что существенно сказывается на балансировке ЛА. Для облегчения взлёта двигатели иногда располагают перед крылом, осуществляя поддув под крыло, что создаёт динамическую воздушную подушку и способствует обеспечению малой высоты полёта. К недостаткам Э. относятся относительно большая взлётная скорость и невысокая мореходность, связанная с большой взлётной скоростью и низким расположением крыла, а также малая высота полёта — возникает проблема преодоления препятствий, например находящихся на пути плотин, групп деревьев. В связи с этим были созданы Э., полёт которых в крейсерском режиме осуществляется вблизи экрана, в случае необходимости способные подниматься на относительно большую высоту. Такие Э. получили название экранолёт.

Первые Э. были построены в 1935 В. И. Левковым (СССР) и Т. Карио (Финляндия). К концу 80-х гг. в разных странах построено около 40 экспериментальных Э. со взлётной массой 0,3—5 т, целевой нагрузкой 0,1—2 т, суммарной мощностью двигателей 12—380 кВт. Например, в 60—80-х гг. А. Липпиш (ФРГ) построил Э. X-112, -113, -114. Э. X-114 имеет следующие характеристики: мощность двигателя 156 кВт, взлётная масса 1,35 т, целевая нагрузка 0,46 т, скорость 75—200 км/ч, высота полёта более 1000 м, дальность 1000 км. В СССР в 1973 был построен Э. ЭСКА-1 (см. рис.), имевший двигатель мощностью 22 кВт, взлётную массу 0,45 т, скорость 120 км/ч, высоту полёта до 100 м. Практического применения (на конец 80-х гг.) Э. пока не нашли.

Лит.: Белавин Н. И., Экранопланы, 2 изд., Л., 1977.

Экранолёт-амфибия ЭСКА-1.

Экспериментальные летательные аппараты — используются для лётных исследований важнейших научно-технических проблем, открывающих новые направления в развитии авиации, проверки новых научно-технических решений, отработки и доводки отдельных систем и элементов ЛА. Необходимость создания Э. л. а. вызвана не только невозможностью в ряде случаев смоделировать в наземных экспериментальных установках весь диапазон внешних условий эксплуатации ЛА и весь комплекс воздействующих на него факторов, но также связана с жёсткими требованиями к обеспечению высокой степени надёжности авиационной техники и с большим техническим и финансовым риском внедрения в практику потенциально перспективных новшеств без их предварительной всесторонней проверки в реальных условиях эксплуатации. В качестве Э. л. а. используются ЛА специальной постройки и экспериментальные модификации серийных ЛА (см. также Летающая лаборатория, Летающая модель). Кроме того, к Э. л. а. можно также отнести те опытные летательные аппараты, которые по каким-либо причинам не доводились до стадии серийного производства, а использовались для накопления экспериментальных данных. Э. л. а. строятся как для исследования проблем общего характера, которые важны для ЛА какого-либо класса или для ЛА нескольких классов, так и в интересах программ создания конкретных ЛА нового типа (например, на основе истребителя МиГ-21 был построен аэродинамический аналог сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144).

В СССР начало строительства Э. л. а. относится к самым ранним этапам развития авиастроения в стране. В числе первых советских Э. л. а. были тяжёлый самолёт-триплан “КОМТА” (1922), первые самолёты А. Н. Туполева (см. Ту) АНТ-1 (с использованием в некоторых элементах конструкции нового материала — кольчугалюминия, 1923) и АНТ-2 (первый советский цельнометаллический самолёт, 1924), экспериментальный пассажирский самолёт АК-1 (1924). В 20-х гг. и в последующий период вплоть до начала Великой Отечественной войны в СССР было построено большое число Э. л. а., а также опытных и мелкосерийных, по существу экспериментальных ЛА, отличавшихся разнообразием и новизной аэродинамических схем и конструктивных решений. В их числе: ЛА схем “бесхвостка” и “летающее крыло” (планеры и самолёты марки БИЧ, самолёты К-12, БОК-5, ДБ-ЛК); самолёт “Стрела” с треугольным крылом малого удлинения; большегрузные самолёты АНТ-14 “Правда”, К-7 и АНТ-20 “Максим Горький”; составные комбинации самолётов (см. “Звено” Вахмистрова); самолёты “Сталь” (с конструкцией из стали) и ЭМАИ-1 с конструкцией из магниевого сплава — электрона; самолёты с герметичными кабинами для высотных полётов (И-15 с гермокабиной А. Я. Щербакова, БОК-1, БОК-7, БОК-11, БОК-15); самолёты с изменяемой в полёте геометрией крыла (моноплан РК, с раздвижным крылом переменной площади, складной истребитель-полутораплан ИС В. В. Шевченко и В. В. Никитина с убирающимся нижним крылом); самолёты, оборудованные шасси на воздушной подушке и гусеничным шасси; первые советские винтокрылые ЛА (автожир КАСКР-1, вертолёт ЦАГИ 1-ЭА); самолёты с применением в силовых установках реактивных двигателей (У-2 с пороховыми ускорителями взлёта, И-15бис и И-153 с дополнительным ПВРД, ракетопланёр РП-318-1 с ЖРД) и многие др. Широкое строительство Э. л. а. в значительной мере способствовало становлению СССР как одной из ведущих авиационных держав.

В конце 30-х гг. и в годы 2-й мировой войны были созданы первые (экспериментальные и серийные) реактивные самолёты, в том числе советский истребитель БИ-1 (1942) с ЖРД. Однако дальнейшее развитие реактивной авиации требовало новых подходов к аэродинамическому проектированию самолёта, и после окончания войны в ряде стран стали строиться экспериментальные реактивные самолёты нового аэродинамического облика — с тонкими крыльями малого удлинения (прямыми и треугольными) или стойкими стреловидными крыльями. Они позволили достичь больших дозвуковых скоростей полёта, преодолеть звуковой барьер, а затем освоить и сверхзвуковые скорости, подготавливая необходимый опережающий научно-технический задел для создания серийных самолётов соответствующего скоростного диапазона. В СССР важную роль в развитии скоростной авиации сыграли экспериментальные самолёты Ла-160 (первый советский самолёт со стреловидным крылом), Ла-176 (на нём была впервые в СССР достигнута скорость звука), а впоследствии сверхзвуковые самолёты серии “Е” А. И. Микояна (см. МиГ и рис. 1) и серии “Т” П. О. Сухого (см. Су и рис. 2). В числе зарубежных Э. л. а. данного предназначения были самолёты серии “X” фирмы “Белл”, D-558-1 и D-558-2 фирмы “Дуглас”, Х-15 и ХВ-70 фирмы “Норт Американ”, YF-12 фирмы “Локхид” (США), D. H. 108 фирмы “Де Хэвилленд” и FD. 2 фирмы “Фейри” (Великобритания), “Жерфо” и “Гриффон-II” фирмы “Норд авиасьон” (Франция) и др.

Наряду с расширением эксплуатационного диапазона скоростей и высот полёта ЛА с помощью Э. л. а. во всех странах с развитой авиационной промышленностью в 50—80-х гг. решались и др. задачи, связанные в основном с повышением эффективности ЛА и созданием ЛА нового типа. Обширным исследованиям на Э. л. а. обязаны своему внедрению в практику самолёты вертикального взлёта и посадки, самолеты с крылом изменяемой в полёте стреловидности, самолёты со сверхкритическим профилем крыла, электродистанционные системы управления, активные системы управления нагрузками, действующими на ЛА в полёте, системы управления статически неустойчивым самолётом, конструкции ЛА из композиционных материалов, бесшарнирные и жёсткие несущие винты вертолётов и т. д. В 80-х гг. продолжались (или были начаты) исследования на Э. л. а. по дистанционно-пилотируемым летательным аппаратам и преобразуемым аппаратам, турбовинтовентиляторным двигателям, силовым установкам, использующим солнечную энергию (см. Солнечный самолёт), адаптивному крылу, крылу обратной стреловидности, крылу с искусственной ламинаризацией пограничного слоя, системам управления нового типа, в том числе системам непосредственного управления подъемной и боковой силами, объединённым системам управления ЛА, двигателем и оружием, струйным системам путевого управления вертолётом, системам с передачей команд по волоконно-оптическим каналам, экспертным системам помощи экипажу с использованием искусственного интеллекта, системам речевого управления и др.

В. П. Шенкин.

Рис. 1. Экспериментальный самолёт Е-266 ОКБ имени А. И. Микояна.

Рис. 2. Экспериментальный самолет Т-4 ОКБ имени П. О. Сухого.

Экспериментальный машиностроительный завод (ЭМЗ) имени В. М. Мясищева. Образован в 1966 в г. Жуковском Московской области на территории бывшей лётно-испытательной и доводочной базы Опытно-конструкторского бюро № 23. На заводе разработаны самолёт-носитель ВМ-Т “Атлант” и высотные дозвуковые самолёты “Стратосфера” (М-17) и “Геофизика”. Работы по ВМ-Т и М-17 были начаты под руководством В. М. Мясищева, имя которого ЭМЗ носит с 1981. Об указанных самолётах см. в ст. М.

В составе Научно-производственного объединения “Молния”, в которое предприятие включено в 1976, на ЭМЗ разработаны кабина экипажа, комплексная система аварийного покидания, система обеспечения жизнедеятельности и терморегулирования орбитального корабля многоразового использования “Буран”. На лётно-испытательной базе ЭМЗ осуществлён (НПО “Молния” совместно с ЛИИ) комплекс атмосферных лётных испытаний на аналоге корабля “Буран”.

Эксплуатант воздушного судна — физическое или юридическое лицо, эксплуатирующее воздушное судно в силу принадлежащего ему права собственности или права оперативного управления и по другим основаниям (например, по договору аренды). В качестве Э. в. с. может выступать также государство или международная организация в случае, когда они непосредственно осуществляют эксплуатацию воздушного судна. Термин “Э. в. с.” используется в национальном законодательстве ряда стран, а также в некоторых международных конвенциях по воздушному праву. В Римской конвенции 1952 термин “эксплуатант” (в русских и французских текстах) или “оператор” (в английских и испанских текстах) соответствует понятию “владелец источника повышенной опасности” в отечественном гражданском праве.

Эксплуатационная живучесть авиационных конструкций — свойство конструкций ЛА обеспечивать безопасность эксплуатации по условиям прочности при частичном или полном разрушении силовых элементов из-за усталостных, коррозионных, случайных повреждений при эксплуатации либо повреждений в процессе производства и ремонта. Конструкция, обладающая Э. ж., называется безопасно-повреждающейся конструкцией (БПК).Любые повреждения таких конструкций должны обнаруживаться при очередных регламентированных осмотрах раньше, чем достигнут критических размеров, снижающих остаточную статическую прочность и жёсткость ниже безопасного уровня. Ресурс парка БПК ограничивается условиями практического равенства нулю вероятности катастрофического разрушения хотя бы одного ЛА в пределах установленного ресурса с учётом обнаружения возможных дефектов при регламентированных осмотрах с помощью дефектоскопического контроля. Ресурс парка БПК может также ограничиваться по соображениям экономической целесообразности проведения ремонтов в течение срока эксплуатации или появления одновременных (многоочаговых) усталостных повреждений (см. Усталость) на одном и том же ЛА. При этом парк ЛА эксплуатируется до наработки, при которой появляются осматриваемые усталостные трещины на относительно небольшом числе ЛА. Это обеспечивается назначением понижающего коэффициента надёжности — в 1,5—2 раза меньше тех, которые назначаются при выборе безопасного ресурса конструкции, не обладающей свойствами Э. ж. Основные особенности БПК: возможность периодических осмотров (визуальных или приборных) силовых элементов конструкции в процессе эксплуатации; длительность роста усталостных повреждений; остаточная прочность и жёсткость при расчётных повреждениях. Нормативными требованиями устанавливается минимально допустимая остаточная прочность P_д, которой соответствует максимально допустимый размер трещины L_д; определяются минимально обнаруживаемые размеры трещин L_н, периодичность осмотров конструкции T₀, равная длительности роста трещин {{∆}}T от L_н до L_д, делённой на {{η_υ}} — коэффициент надёжности, который учитывает рассеяние скоростей роста трещин в конструкционном материале, рассеяние действующих нагрузок, влияние внешней коррозионной среды и т. п. факторы. Важнейшее условие обеспечения Э. ж. — возможность обнаружения трещин. Для удовлетворения этого критерия на этапе проектирования конструкции обеспечивается её доступность для осмотров. При эксплуатации, наряду с визуальными методами осмотров, широко применяются различные методы дефектоскопии (наиболее часто — методы вихревых токов, рентгеновский, ультразвуковой, акустической эмиссии). Требуемые характеристики Э. ж. проектируемых ЛА получают в результате выбора соответствующей схемы передачи нагрузки в конструкции; применения материалов с высокими характеристиками; выбора уровней напряжений, которые обеспечивают медленный рост трещин в сочетании с высокой остаточной прочностью; мер, ограничивающих вероятность многоочаговых трещин; компоновки конструктивных элементов, обеспечивающей достаточно высокую вероятность того, что разрушение в любом критическом элементе будет обнаружено раньше, чем его прочность снизится ниже уровня, предусмотренного нормативными требованиями.

Для доказательства Э. ж. ЛА, уточнения периодичности и определения трудоёмкости осмотров конструкции при эксплуатации, а также для выбора методов и средств дефектоскопии проводятся так называемые зачётные лабораторные испытания на живучесть наиболее критических зон конструкции. Эти зоны выбираются на основании анализа напряжённого состояния, результатов испытаний на усталость, а также на основании опыта эксплуатации подобных конструкций. В процессе эксплуатации накапливается статистический материал о местах возникновения и размерах обнаруженных трещин. Анализ данных позволяет уточнить регламенты осмотров ЛА.

Впервые нормативные требования к БПК гражданских самолётов были сформулированы в Нормах лётной годности (НЛГ) США в 1956. Они основывались на том, что катастрофическое разрушение или чрезмерные деформации конструкции, которые могут неблагоприятно повлиять на лётные характеристики самолёта, не должны произойти после усталостного разрушения одного из основных конструктивных элементов. В дальнейшем были сформулированы требования к Э. ж. гражданских самолётов в НЛГ Великобритании (1959), СССР (1976), приняты ИКАО (1974) и рядом стран. С введением принципа Э. ж. ЛА в Нормы прочности были начаты экспериментальные и расчётные исследования Э. ж. авиационных конструкций. С конца 50-х гг. проводятся эксперименты по определению остаточной прочности конструкций крыльев и герметичных фюзеляжей с различными повреждениями; определяется прочность на разрыв плоских неподкреплённых листов с трещинами; разрабатываются принципы проектирования БПК на основе применения конструкций с несколькими способами передачи усилий и с естественными ограничителями роста трещин. В случаях необходимости предусматриваются также дополнительные ограничители роста трещин, например кольцевые стопперы трещин, устанавливаемые под шпангоутами или между шпангоутами фюзеляжа. В 70-е гг. в расчётах Э. ж. начинают применять концепции линейной механики разрушения, вводят коэффициент интенсивности напряжений (например, при расчёте подкреплённых панелей со сквозными трещинами, массивных элементов с поверхностными и угловыми трещинами), для определения которого используют аналитические, численные методы и методы конечных элементов. Расчёты длительности роста трещин и остаточной прочности выполняются на основе экспериментально определяемых характеристик скоростей роста трещин и вязкости разрушения конструкционного материала. Для оценки интенсивности появления трещин и скорости их роста на эксплуатируемых конструкциях разрабатываются также статистические методы расчётов скорости роста трещин по данным осмотров самолётных конструкций в процессе эксплуатации. В 80-е гг. проводилось обобщение данных по разрушению конструкций ЛА при натуральных испытаниях и эксплуатации, что позволяло уточнить требования к Э. ж. ЛА. Наряду с этим разрабатываются требования по обеспечению Э. ж. ЛА в условиях многоочаговых повреждений, способных привести к общему разрушению конструкции. Программы осмотров ЛА в процессе эксплуатации разрабатываются с учётом требований к скоростям роста трещин в конструкциях. С этой целью производятся экспериментальные исследования закономерностей роста трещин. Определяется влияние различных факторов на скорость роста трещин в конструкционных материалах (влияние чистоты и технологии производства материалов, внешней коррозионной среды и т. д.). Разрабатываются методы расчёта скоростей роста трещин при случайных переменных нагрузках. Создаются нелинейные модели интегрирования скоростей роста трещин, учитывающие эффекты взаимодействия нагрузок различной амплитуды. Для проведения расчётов скорости роста трещин на стадии предварительного проектирования ЛА разрабатываются стандартизованные программы нестационарного нагружения авиационных конструкций. С использованием этих программ ведётся экспериментальное изучение влияния изменений спектра нагрузок на скорость роста трещин в различных конструкционных материалах. Разрабатываются требования к скоростям роста трещин и вязкости разрушения конструкционных материалов, применяемых в авиастроении. Продолжают совершенствоваться методы зачётных испытаний, в частности, испытания на Э. ж. натурных конструкций в лабораторных условиях. Разрабатываются специальные программы осмотров при эксплуатации самолётов всех типов.

Г. И. Нестеренко.

Эксплуатационная максимальная нагрузка — ожидаемое максимальное значение внешних нагрузок (перегрузок), возникающих в реальных условиях эксплуатации ЛА. Внешние нагрузки, близкие по значению к Э. м. н., возникают весьма редко — в среднем один раз за всё время эксплуатации ЛА. Э. м. н. и способы её определения приводятся в Нормах прочности для каждого расчётного случая.

Эксплуатационная перегрузка — наибольшее n^э_ymax и наименьшее n^э_ymin допустимые по прочности конструкции значения нормальной перегрузки n_y. Значение Э. п. определяется на основании Норм прочности для различных расчётных случаев, например для манёвра, полёта при болтанке. По значению n^э_ymax различают классы самолётов и вертолетов неманёвренные, ограниченно манёвренные, манёвренные. Э. п. зависит также от конфигурации самолёта, его массы, режима полёта. Например, для тяжёлых гражданских самолётов при убранной механизации крыла на манёвре n^э_ymax = 2,5, n^э_ymin = —1, а при выпущенных щитках-закрылках n^э_ymax = 2, n^э_ymin = 0, тогда как для некоторых спортивно-пилотажных самолётов n^э_ymin = —8, n^э_ymax = 10.

Эксплуатационная технологичность летательного аппарата — совокупность конструктивно-технических свойств ЛА, определяющая его приспособленность к техническому обслуживанию (ТО) в реальных условиях эксплуатации. В качестве количественных показателей оценки Э. т. обычно принимаются продолжительность и трудоёмкость выполнения работ по штатному ТО, замене блоков и агрегатов бортовых систем и т. п. Необходимый уровень Э. т. достигается сокращением объемов работ по плановому ТО и частоты их проведения (путём повышения надёжности авиационной техники), обеспечением удобных подходов к блокам и агрегатам, широким применением стандартизованных и унифицированных изделий на борту ЛА и т. д.

Эксплуатационные испытания летательного аппарата проводятся для всесторонней оценки эксплуатационных данных ЛА и средств его наземного обслуживания, выявления особенностей применения с ВПП, имеющих различные покрытия, в неодинаковых климатических, погодных и временных условиях, а также оценки надёжности и ремонтопригодности, определения технико-экономических показателей (регламента технического обслуживания, штатной численности обслуживающего персонала, уточнения комплектов запасных инструментов и принадлежностей). В процессе Э. и. уточняются руководства по лётной и наземной эксплуатации, другая эксплуатационно-техническая документация, отрабатываются наиболее рациональные методология и тактика применения ЛА исходя из его назначения и обеспечения безопасности полётов. Э. и. проводятся эксплуатирующими организациями при научно-методическом руководстве заказчика.

Лит.: см. при ст. Государственные испытания.

Эксплуатация авиационной техники — совокупность процессов использования авиационной техники, поддержания и восстановления её качества на всех этапах её существования (применение и ожидание применения по назначению, транспортирование, хранение, техническое обслуживание, ремонт).

Различают лётную и техническую Э. а. т. Лётная Э. а. т. представляет собой совокупность процессов управления ЛА и его системами на всех этапах полёта. Техническая Э. а. т. как совокупность процессов поддержания и восстановления исправности или только работоспособности авиационной техники, в том числе и в полёте, включает лётно-техническую эксплуатацию, техническое обслуживание и ремонт. Лётно-техническая Э. а. т. заключается в выборе и поддержании наивыгоднейших режимов работы авиационной техники в полёте и на земле, а также в поддержании и восстановлении её работоспособности в полёте. Техническое обслуживание обеспечивает исправность авиационной техники и готовность ЛА к полётам, а ремонт — восстановление исправности авиационной техники.

Применяются три вида технической Э. а. т., каждый из которых реализует определённый принцип обеспечения безопасности полётов. При технической Э. а. т. до выработки ресурса безопасность полётов обеспечивается путём установления ресурсов и сроков службы авиационной техники до первого ремонта и межремонтного, в пределах которых обеспечивается с высокой вероятностью безотказность изделий. Объём и периодичность операций технического обслуживания и ремонта устанавливаются в зависимости от наработки и являются едиными для всего парка изделий. При технической Э. а. т. до предотказного состояния безопасность полётов обеспечивается путём своевременного обнаружения и устранения неисправностей изделий до наступления отказа. В этом случае изделия эксплуатируются без ограничения ресурсов и сроков службы до первого ремонта и межремонтного, но с проведением непрерывного или периодического контроля технического состояния каждого изделия или системы в полёте или при техническом обслуживании. Достижение установленного для каждого типа изделий предотказного значения определяющего техническое состояние параметра (совокупности параметров) означает неисправное состояние изделия и указывает на необходимость его замены или ремонта. При технической Э. а. т. до безопасного отказа безопасность полётов обеспечивается путём использования заложенного в конструкции функционального и структурного резервирования изделий, которое позволяет сохранить работоспособность функциональной системы ЛА при отказе отдельных её элементов. Каждое изделие эксплуатируется до отказа без ограничения ресурсов и сроков службы до первого ремонта и межремонтного. Работы по техническому обслуживанию изделия сводятся к обнаружению отказов и устранению их последствий.

Техническая Э. а. т. без ограничения ресурсов и сроков службы авиационной техники до первого ремонта и межремонтного (до предотказного состояния и безопасного отказа) называется технической Э. а. т. по состоянию. Применение методов технической эксплуатации по состоянию и до отказа снижает эксплуатационные расходы на содержание авиационной техники на 20—25%.

Ниже рассматриваются особенности эксплуатации планёра ЛА, его двигателей и бортового оборудования.

Эксплуатация планёра и двигателей ЛА начинается после их изготовления и заканчивается в момент списания. В эксплуатации различают следующие элементы: 1) работа на различных эксплуатационных режимах в полёте и на земле. В налёт планёра входит время от начала разбега ЛА на взлёте до окончания пробега при посадке. Продолжительность работы двигателя учитывается от начала его запуска до выключения. Суммарная продолжительность работы двигателей и продолжительность их работы на предельных (форсажных и максимальном) режимах регистрируются специальными счётчиками наработки, устанавливаемыми на борту ЛА. Основные параметры и режимы работы ЛА фиксируются в накопителях информации бортовых устройств регистрации; 2) подготовка к полётам. Различают предполётную, послеполётную и предварительную подготовку; 3) регламентные работы, в процессе которых осуществляется углублённый контроль технического состояния наиболее нагруженных узлов и деталей планёра и двигателей, производится замена отдельных элементов, выработавших свой ресурс (в некоторых случаях — замена рабочих жидкостей в системах), проверка и регулирование (при необходимости) контролируемых в эксплуатации параметров и контрольно-поверочной аппаратуры; 4) периодический и целевой контроль технического состояния отдельных узлов и деталей, выполняемый по технологиям, изложенным в технических распоряжениях и бюллетенях; 5) восстановление планёра и двигателей в эксплуатирующих организациях после возникновения и выявления отказов и неисправностей, эксплуатационных и боевых повреждений путём мелкого, частичного и среднего ремонта, а также заменой отдельных модулей. В продолжительность эксплуатации не входит время на капитальный ремонт на заводе-изготовителе или на ремонтном заводе.

Продолжительность эксплуатации планёра и двигателей ограничивается ресурсом или календарным сроком службы.

Под эксплуатацией бортового оборудования (БО) понимается использование его по назначению при подготовке к полёту и непосредственно в полёте. Все мероприятия по техническому обслуживанию БО можно разделить на 3 группы: а) контроль технического состояния; б) профилактическое обслуживание; в) текущее техническое обслуживание (ремонт). Контроль технического состояния сводится к сопоставлению измеренных значений параметров конкретного БО с их номинальными значениями (допусками). Профилактическое обслуживание — комплекс мероприятий, направленных на поддержание БО в исправном состоянии, предупреждение отказов при работе и продление ресурса. Текущее техническое обслуживание (ремонт) осуществляют с целью устранения возникших в аппаратуре (оборудовании), неисправностей и продления её ресурса. Ремонт подразделяется на текущий и восстановительный.

К эксплуатационным свойствам БО относятся показатели безотказности его работы, приспособленность к техническому обслуживанию и ремонту и т. п. Для количественной оценки эксплуатационных свойств применяют различные критерии: наработка на отказ (или вероятность безотказной работы), среднее время восстановления, объём профилактики и др.

Организация Э. а. т. состоит из мероприятий по подготовке квалифицированных кадров, снабжению запасными частями и расходными материалами, по планированию эксплуатации, а также по сбору и обобщению результатов Э. а. т. Правила Э. а. т. в полёте и на земле изложены в документации эксплуатационной.

Лит.: Барзилович Е. Ю., Воскобоев В. Ф., Эксплуатация авиационных систем по состоянию, М., 1981; Володко А. М., Основы летной эксплуатации вертолетов, М., 1986.

В. Е. Квитка, К. Л. Супонько, А. Д. Филиппов.

Экстренное снижение — быстрое уменьшение экипажем самолёта высоты крейсерского полёта в связи с внезапным резким падением давления в кабине (разгерметизацией кабины), в случае пожара и т. п.

Э. с. выполняется с максимально возможной вертикальной скоростью, которая достигается увеличением скорости полёта и угла наклона траектории; при этом скорость полёта не должна превышать предельно допустимую, установленную Руководством по лётной эксплуатации. Полёт в режиме Э. с. должен удовлетворять всем требованиям безопасности полёта, характеристикам управляемости, устойчивости самолёта и прочности конструкции во всём эксплуатационном диапазоне масс и центровок при конфигурации самолёта, соответствующей условиям Э. с.

Время Э. с. определяется как интервал между моментом начала подготовки экипажа к Э. с. и моментом достижения самолётом высоты 4000 м. Конструкция самолёта должна обеспечивать возможность Э. с. с крейсерской высоты до высоты 4000 м не более чем за 3,5 мин.

“Эл Ал” (El Al Israel Airlines) — авиакомпания Израиля. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Ближнего Востока, Африки, а также в США и Канаду. Основана в 1949. В 1989 перевезла 1,8 млн. пассажиров, пассажирооборот 7,72 млрд. п.-км. Авиационный парк — 20 самолётов.

Элевоны [от лат. elevator — поднимающий и (элер)он] — аэродинамические органы управления и балансировки самолёта, сочетающие в себе функции руля высоты и элеронов (отсюда название). Располагаются вдоль задней кромки крыла (см. рис.) и используются, как правило, на самолётах аэродинамических схем “бесхвостка” и “утка”. Э. при отклонении на правой и левой консолях крыла на одинаковые углы и в одну сторону работают как орган управления продольным движением и продольной балансировки, при отклонении справа и слева на равные углы, но в противоположные стороны выполняют функции органа управления креном, отклонением правого и левого Э. на разные углы управляют одновременно продольным и боковым движением. Обычно Э. делят на секции.

Упругая деформация конструкции крыла приводит к уменьшению эффективности Э. как органов продольного, так и поперечного управления (см. Эффективность органов управления). При этом скоростной напор реверса Э. как органов продольного управления и как органов поперечного управления в общем случае имеет разное значение. Конструкция Э. во многом сходна с конструкцией крыла.

Элевоны

Электризация летательного аппарата — процесс накопления положительного или отрицательного электростатического заряда на корпусе или элементах конструкции ЛА в полёте, а также на земле при заправке топливом. Происходит Э. из-за токов, возникающих в результате трения летящего ЛА о воздух и находящиеся в нём частицы (капли воды, снег, песок), а также вследствие уноса заряженных частиц газа, возникающих из-за термической ионизации, струёй двигателя. Электрический заряд на ЛА, появляющийся в результате Э. в полёте, зависит от физических характеристик атмосферы, материала и состояния поверхности ЛА, режимов полёта и работы двигателя. Разность потенциалов между ЛА и окружающей средой может достигать 1—1,5 МВ. Э. является причиной возникновения коронного разряда на острых и выступающих элементах конструкции, искрения в местах с переменным электрическим контактом и в полых объёмах. Вследствие разряда и искрения могут создаваться широкополосные помехи, нарушающие работу радиосистем, возникать пожароопасные ситуации в топливных баках и трубопроводах. Э. может явиться причиной поражения током людей, касающихся ЛА после полёта до его заземления, а также при монтаже конструкций или спасательных работах, выполняемых с помощью вертолётов. Наиболее распространённый вид борьбы с Э. — установка пассивных электростатических разрядников в местах с хорошим обдувом потоком воздуха и наибольшей плотностью поверхностного заряда, стимулирующих беспомеховое стекание заряда. Место установки и число разрядников определяются при моделировании распределения заряда по ЛА. Менее распространены активные разрядники, управляющие током разряда при помощи вспомогательных источников напряжения или эмиттирующие потоки заряженных частиц со знаком, противоположным знаку заряда ЛА. Одним из способов уменьшения Э. является использование малоэлектризуемых покрытий ЛА и его элементов.

Ю. М. Чудный.

Электрическая система зажигания в ГТД — составная часть электрооборудования ГТД, предназначенная для воспламенения топливно-воздушной смеси в его основной и форсажной камерах сгорания. По функциональному назначению Э. с. з. являются пусковыми, поскольку с их помощью обеспечивается запуск двигателя в наземных и при необходимости в лётных условиях. В комплект Э. с. з. входят: блок зажигания, свечи зажигания, высоковольтные провода с контактными устройствами, встроенные датчики контроля работы системы.

Э. с. з. современных ГТД классифицируют по типу разряда между электродами свечей (индуктивные или ёмкостные); по уровню разности потенциалов между электродами свечей (высоко- или низковольтные); по типу используемых свечей (с разрядом в воздушном промежутке между электродами так называемых искровых свечей или с разрядом вдоль поверхности твёрдого тела, разделяющего электроды). В последнем случае различают свечи с полупроводниковыми объёмными элементами и свечи с изоляторами, на поверхности которых при разряде образуется полупроводящий слой эрозированного материала электродов. Встречаются также Э. с. з. с различными комбинациями указанных признаков. Наиболее совершенными, но и наиболее сложными по устройству являются низковольтные Э. с. з. с ёмкостным разрядом между электродами свечей с объёмным полупроводниковым элементом. Такие Э. с. з. по массе и габаритам значительно превосходят системы другого типа, но это в ряде случаев оправдывается существенным повышением воспламеняющей способности создаваемых ими мощных разрядов и соответственно расширением диапазона надёжного запуска двигателя в тяжёлых условиях эксплуатации.

В. М. Смушкович.

Электродистанционная система управления (ЭДСУ) — система управления ЛА, в которой передача управляющих команд осуществляется в основном по электрическим линиям связи. Отказ от чисто механической проводки управления и необходимость перехода к ЭДСУ обусловлены внедрением автоматики в контур ручного (штурвального) управления ЛА. Автоматизация штурвального управления позволяет обеспечить не только оптимальные характеристики управляемости и устойчивости ЛА, но и заметно улучшить их лётно-технические характеристики за счёт использования аэродинамических схем с малым запасом продольной устойчивости или статически неустойчивых аэродинамических компоновок (см. Степень устойчивости) на дозвуковых скоростях полёта, что даёт возможность, например, уменьшить площадь стабилизирующих и управляющих поверхностей (то есть уменьшить массу ЛА), повысить аэродинамическое качество ЛА путём более рационального распределения аэродинамических сил между крылом и управляющей поверхностью, а также снизить нагрузки на конструкцию. При наличии аэродинамической неустойчивости ЛА рулевые поверхности требуется отклонять главным образом по сигналам контура автоматики. В этих условиях переход на дистанционную (проводную) систему связей рычагов управления в кабине лётчика и вычислительных устройств контура автоматики с исполнительными приводами является наиболее естественным и рациональным решением в компоновке системы управления.

Типичная структура ЭДСУ имеет следующие основные элементы: датчики перемещений рычагов управления в кабине лётчика (в некоторых случаях — датчики усилий); датчики параметров движения ЛА (в первую очередь датчики угловых скоростей тангажа, крена и рыскания, датчики нормальной и боковой перегрузок, датчики угла атаки и угла скольжения); вычислительное устройство. В зависимости от возможностей вычислительных устройств контуров автоматики в ЭДСУ может также использоваться информация об углах тангажа и крена. Для регулировки коэффициента усиления цепей ЭДСУ в систему вводятся данные о скоростном напоре, высоте полёта, Маха числе и скорости полёта. В качестве вычислителей сложных многофункциональных систем управления используются цифровые вычислительные устройства, в которых реализуются требуемые законы управления.

К ЭДСУ предъявляются высокие требования по их надёжности, поскольку выход таких систем из строя приводит к потере устойчивости и управляемости ЛА, то есть к катастрофическим последствиям. Высокий уровень надёжности таких систем в целом достигается резервированием основных подканалов и элементов ЭДСУ. На практике используется 3- или 4-кратное резервирование и устанавливается специальная система встроенного контроля, которая в процессе всего полёта сравнивает сигналы всех подканалов ЭДСУ и выдаёт команду на отключение неисправного. При проектировании ЭДСУ должны также приниматься меры к обнаружению так называемых пассивных отказов (с некоторого момента сигнал в одном из подканалов не меняется), поскольку в режиме длительного установившегося полёта, когда сигналы в системе почти постоянны по значению, может (в пределах установленного порога срабатывания системы встроенного контроля) происходить последовательное накапливание таких пассивных отказов без их обнаружения, и в момент начала энергичного манёвра мажоритарный принцип выделения неисправного канала приведёт к отключению исправной части системы. В случае необходимости могут применяться контроль и локализация отказов на определённых участках ЭДСУ, что позволяет сохранить исходный уровень резервирования на других участках ЭДСУ.

В ЭДСУ каждый подканал должен иметь автономное электропитание. Не допускается перерыв в питании при выходе из строя одного из источников питания.

Для повышения живучести ЭДСУ (надёжности при внешних воздействиях) необходимо по возможности рассредоточить элементы подканалов ЭДСУ и линий связи по ЛА с тем, чтобы механические или другие повреждения или воздействие в одном месте на ЛА не приводили к общему отказу ЭДСУ.

Важной характеристикой ЭДСУ является её помехозащищённость. Влияние работающих бортовых систем и внешних электромагнитных воздействий на сигналы ЭДСУ должно приводить лишь к малым искажениям, не отражающимся на направленности её работы, и не должно приводить к появлению сигналов о ложных отказах. Для повышения помехозащищённости применяются, например, волоконно-оптические линии связи.

В практике отечественного самолётостроения ЭДСУ стали исследоваться в полёте на летающих лабораториях (Лётно-исследовательский институт) и на опытных самолётах конструкции В. М. Мясищева в конце 50-х гг. В конце 60-х гг. резервированная ЭДСУ по одному из каналов управления была установлена на серийном самолёте конструкции П. О. Сухого. Трёхкратно резервированные ЭДСУ с одновременно действующей механической проводкой управления установлены на пассажирских самолётах Ил-86 и Ту-154. Интенсивное внедрение ЭДСУ в нашей стране и за рубежом началось в 70-е гг.: в США создан истребитель Дженерал дайнемикс F-16 с четырёхкратно резервированной ЭДСУ по всем каналам; на самолёте Макдоннелл-Дуглас F/A-18 установлена трёхкратно резервированная цифровая ЭДСУ, но сохранена резервная механическая система управления; самолёт Дассо-Бреге “Мираж” 2000 (Франция) имеет ЭДСУ по всем каналам. В 80-е гг. практически все вновь созданные самолёты, в том числе и пассажирские, оснащены ЭДСУ по всем каналам.

Лит.: Елисеев А. А., Оводенко А. А., Яковлев В. Н., Электронные устройства управления летательными аппаратами, М., 1987.

Г. И. Загайнов.

Электромагнитная совместимость радиоэлектронного оборудования — способность радиоэлектронного оборудования ЛА работать с требуемым качеством при воздействии на него непреднамеренных помех и не создавать недопустимых помех другим радиоэлектронным средствам. Возникновение проблемы обеспечения Э. с. обусловлено сосредоточением на борту ЛА большого числа устройств, излучающих электромагнитную энергию и восприимчивых к ней. Проникновение помех может происходить через антенны, по проводам и непосредственно через корпуса электронных блоков. Обеспечение Э. с. производится, как правило, соблюдением установленной технологии при проектировании и размещении оборудования и соблюдением нормирующих требований. К техническим мерам обеспечения Э. с. относятся: экранирование, разнос взаимно мешающих средств, установка электрических и пространственных фильтров, применение радиопоглощающих материалов. Широко используются устройства (в том числе и ЭВМ), управляющие режимами работы оборудования в целях обеспечения Э. с.

Лит.: Электромагнитная совместимость радиоэлектронных средств и непреднамеренные помехи, пер. с англ., М., 1977.

Электромагнитные явления в аэродинамике — процессы, связанные с ионизацией газа около ЛА, в силовых установках и экспериментальном оборудовании. Учёту различных классов Э. я. посвящены специальные разделы аэрогидродинамики. Изучение движения униполярно заряженных сплошных сред в электрическом поле является предметом электрогазодинамики, а исследование движения электропроводных квазинейтральных сплошных сред в электромагнитных полях — предметом магнитогидродинамики.

Пондеромоторные силы, обусловленные взаимодействием электропроводной среды с приложенным магнитным полем, изменяют её течение. Примером такой среды является частично ионизованный газ около летящих с гиперзвуковой скоростью ЛА, процессами обтекания которых в принципе можно управлять магнитогидродинамическими методами; однако для этого необходимы очень сильные магнитные поля. Э. я. используются в плазматронах, плазменных и ионных РД и т. п., где предварительно ионизованное рабочее тело разгоняется электромагнитным полем. К Э. я. относится также радиационный тепловой поток.

Лит.: Бай Ши-и, Магнитная газодинамика и динамика плазмы, пер. с англ., М., 1964; Рубашов И. Б., Бортников Ю. С., Электрогазодинамика, М., 1971.

В. С. Галкин.

Электромоделирование в аэро- и гидродинамике — изучение движения жидкости или газа методом электрогидродинамической аналогии. Метод основан на том, что при определённых условиях уравнения, описывающие стационарное распределение электрического потенциала V в проводящей среде, математически тождественны уравнениям, описывающим поведение функции тока {{ψ}} θли потенциала скорости {{φ}} в поле течения. Э. применяется при исследовании движения как идеальной, так и вязкой жидкости.

Наиболее просто осуществляется Э. плоского безвихревого течения идеальной несжимаемой жидкости. В этом случае поведение {{ψ}} и {{φ}} в поле течения и V в проводящей области определяется уравнением Лапласа. Поле течения имитируется проводящим листовым материалом постоянной толщины обычно в виде прямоугольника (см. рис.); размеры области выбираются так, чтобы на её границах практически затухали возмущения, вносимые профилем в поток. В центре области устанавливается модель, геометрически подобная исследуемому профилю (телу) и изготовленная из материала с другими электрическими свойствами. Для удовлетворения граничному условию непротекания на поверхности тела при Э. поведения {{ψ}} модель изготавливается из материала с более высокой электрической проводимостью (медь, алюминий), чем листовой материал, а при Э. поведения {{φ}} — из диэлектрика. При изучении безциркуляционного обтекания измеряется поле V, образующееся под действием приложенной разности потенциалов {{∆}}V. При Э. циркуляционного обтекания необходимо с делителя напряжения подать на модель потенциал, значение которого подбирается так, чтобы удовлетворить Чаплыгина — Жуковского условию. В этом состоянии проводятся измерения поля V и силы тока, которая пропорциональна циркуляции скорости. В сходственных точках имеет место равенство соответствующим образом обезразмеренных и нормированных функций {{}} и {{}} (или {{}}). Результаты измерений в виде изолиний {{ψ}} = const дают представление о картине течения, а вычисленные по этим данным производные определяют изменение компонентов вектора скорости в поле течения; по найденному полю скорости определяются аэродинамические характеристики исследуемого профиля.

В. А. Башкин.

Электромоделирование функции тока {{ψ}} (а) и потенциала скорости {{φ}} (б) при бесциркуляционном обтекании профиля потоком идеальной несжимаемой жидкости: 1 — имитатор поля течения; 2 — электрошины; 3 — источник питания; 4 — модель профиля.

Электрооборудование бортовое — электротехнические устройства ЛА для получения, распределения и использования электроэнергии. Основная часть Э. — система электроснабжения ЛА, предназначенная для получения и распределения электроэнергии. Электротехнические устройства, использующие электроэнергию, входят в состав различных бортовых систем и оборудования, силовой установки и т. д.

Наиболее часто в электрифицированных системах используются электромеханизмы, электрические клапаны и коммутационная аппаратура. Электромеханизмы в общем случае состоят из электродвигателя постоянного или переменного тока, редуктора и управляющих устройств. Они широко применяются в системе управления ЛА, в топливной системе для привода насосов. Электрические клапаны устанавливаются в гидравлических (пневматических) системах и состоят из электромагнита и исполнительного органа (золотник, задвижка и т. п.). Коммутационная аппаратура включает электромагнитное реле, контакторы, выключатели, переключатели, концевые выключатели. Управляющие обмотки реле и контакторов рассчитываются, как правило, на питание постоянным током напряжением 27 В. В зависимости от количества коммутируемых цепей контакторы разделяются на одноцепевые и трёхцепевые.

К Э. силовой установки ЛА относятся электротехнические устройства, обслуживающие как маршевые двигатели, так и двигатели вспомогательных силовых установок (ВСУ). Основные потребители электроэнергии в комплексе таких устройств — автономные электростартёры или стартёр-генераторы, работающие в режиме электродвигателей при запуске маршевых ГТД, а также специальные стартёр-генераторы, используемые для запуска ГТД ВСУ. В комплект Э. силовой установки входят также агрегаты электрической системы зажигания маршевых ГТД и ГТД ВСУ, панели управления стартёр-генераторами и агрегаты управления расходом топлива, устройства противообледенительных систем ГТД и воздухозаборников и т. п.

Электроснабжение летательного аппарата — обеспечение электропитанием потребителей, установленных на борту ЛА. Система Э. состоит из системы генерирования (СГ) и системы распределения (СР) электроэнергии. СГ — совокупность источников или преобразователей электроэнергии (генераторов, преобразовательных установок рода тока и напряжения, аккумуляторов), устройств стабилизации напряжений и частот тока, устройств параллельной работы, защиты, управления и контроля, которые обеспечивают выработку электроэнергии и поддержание её характеристик в заданных пределах в точках регулирования при всех режимах работы системы. СР — совокупность устройств, передающих электроэнергию от СГ к распределительным устройствам (РУ) и от РУ к потребителям. СР обеспечивает выполнение необходимых коммутаций, резервирование электропитания потребителей и защиту силовых проводов от коротких замыканий и недопустимых перегрузок.

Системы Э. могут быть первичными и вторичными. Первичной называется система, генераторы которой приводятся во вращение маршевыми двигателями самолёта, редуктором несущего винта вертолёта или вспомогательной силовой установкой. Вторичной называется система, питаемая преобразующими устройствами от первичной. На ЛА обычно используется первичная система переменного трёхфазного тока стабильной частоты 400 Гц с номинальным напряжением 220/115 В. Вторичной является система постоянного тока с напряжением 27 В. Иногда на лёгких самолётах система постоянного тока используется в качестве первичной. Применяются первичные системы переменного тока нестабильной частоты. В этом случае вторичными являются системы переменного тока стабильной частоты и постоянного тока.

Источниками энергии в первичной системе переменного тока являются электромашинные генераторы. Генератор снабжается регуляторами напряжения, частоты и устройствами управления и защиты. Иногда предусматриваются устройства для параллельной работы генераторов. Источниками энергии во вторичной системе являются выпрямительные устройства, состоящие из трансформатора, выпрямителя и фильтра. Для аварийного электропитания используются аккумуляторные батареи. Аварийными источниками переменного тока являются статические преобразователи. Иногда в качестве аварийных источников используются генераторы с приводом от гидродвигателя или ветродвигателя, который в случае необходимости выпускается в поток воздуха.

Генераторы первичной системы присоединяются к центральному РУ. Линии питающей сети связывают центральное РУ с другими РУ. К шинам РУ присоединяются линии электропитания потребителей. Линии питающей сети и потребителей защищаются от коротких замыканий плавкими предохранителями или автоматическими выключателями. Для обеспечения надёжности и живучести системы Э. отечественных самолётов имеют не менее двух раздельных каналов.

Лит.: Электроснабжение летательных аппаратов, под ред. Н. Т. Коробана, М., 1975; Брускин Д. Э., Синдеев И. М., Электроснабжение летательных аппаратов, М., 1988.

В. П. Щелкин.

Элероны (франц. aileron, уменьшительное от aile — крыло) — аэродинамические органы .управления движением крена. Э. представляют собой подвижные части крыла, располагаемые обычно в его концевых частях (рис. 1) и отклоняемые одновременно в противоположные стороны. Отклонение Э. в противоположные стороны приводит к тому, что приращения подъёмной силы на правой и левой половинах крыла направлены в противоположные стороны, в результате чего возникает аэродинамический момент, вращающий ЛА в сторону поднятого Э. Эффективность Э. (см. Эффективность органов управления) зависит от их относительного размаха и хорды, угла стреловидности по оси вращения и при переходе от до- к сверхзвуковым скоростям уменьшается. На эффективность Э. существенное влияние оказывают упругие деформации крыла, которые нарастают с увеличением скоростного напора, и при достижении скоростного напора реверса Э. становятся неэффективными. Помимо эффективности важной характеристикой Э. является шарнирный момент, для уменьшения которого применяются различные виды компенсаций. Для увеличения подъёмной силы крыла на взлёте и посадке используют одновременное отклонение Э. на положительные углы (так называемые “зависающие” Э.).

По виду в поперечном сечении различают нормальные, щелевые и подвесные Э. (рис. 2). Конструкция Э. сходна с конструкцией крыла.

В. Г. Микеладзе.

Рис. 1. Элероны на крыле самолёта: 1 — левый; 2 — правый.

Рис. 2. Нормальный (а), щелевой (б) и подвесной (в) элероны.

Эллинг (от голл. helling) — сооружение для постройки, ремонта, технического обслуживания и хранения дирижаблей и др. аэростатических ЛА. Строительство и совершенствование Э. шло одновременно с развитием дирижаблей, изменением их размеров, типа конструкции и методов технического обслуживания и эксплуатации.

По конструкции Э. подразделяются на поворотные, неподвижные и сборно-разборные, а по применённым материалам — на деревянные, металлические и железобетонные. В зависимости от назначения различают Э. для производства дирижаблей (Э.-верфь) и Э. для ремонта, технического обслуживания и хранения дирижаблей (эксплуатационный Э.).

Для эксплуатационного Э., где операции по вводу и выводу дирижаблей производятся значительно чаще, чем в Э.-верфи, необходимо обеспечить безопасное выполнение этих операций — по возможности уменьшить воздействие на корпус дирижабля бокового ветра и завихрений воздуха. Наименьшее вихреобразование происходит при параболической форме поперечного сечения Э. Поскольку наиболее безопасным способом является ввод дирижабля в Э. против ветра, неподвижные Э. строятся так, чтобы продольная ось их была расположена в направлении господствующего ветра, а ворота устраиваются с обоих торцов Э. Кроме одноместных строились также и двухместные Э. Для ввода дирижаблей в Э. и вывода из него применяются моторизованные причальные мачты и особые подвижные удерживающие устройства. Для больших дирижаблей на предэллинговых площадках и в Э. монтировались рельсовые пути. В основном при сооружении Э. применяются металлические конструкции. В г. Акрон (США) в 1929 был построен самый большой Э. металлической конструкции (рис. 1), рассчитанный на размещение дирижабля объёмом 400—425 тыс. м³ (самый большой из построенных дирижаблей имел объем 240 тыс. м³). Для оперативных перемещений и быстрой передислокации парка дирижаблей небольшого объема могут применяться сборно-разборные или переносные Э.

В 50—80-х гг. дирижаблей объёмом 5—6 тыс. м³ строились одиночные и сдвоенные металлические Э. (рис. 2).

Е. М. Милославский.

Рис. 1. Эллинг в г. Акрон (США): 1 — окна; 2 — вентиляторы; 3 — площадь, предназначенная для мастерских; 4 — хранилище для газа (гелия); 5 — насосная; 6 — здание для управления воротами; 7 — причалочные рельсовые пути; 8 — ворота; 9 — тоннель.

Рис. 2. Сдвоенный эллинг для дирижаблей объёмом 5—6 тыс. м³, построенный в Великобритании в 80-х гг.

“Эльфауге” — распространённое в отечественной литературе название самолётов, строившихся в Германии Компанией воздушных сообщений (Luft Verkehrs Gesellschaft). Название “Э.” соответствует русскому произношению сокращённого наименования этой компании (LVG). С 1912 компания выпускала самолёты по образцам, а в годы 1-й мировой войны производила в больших количествах свои двухместные бипланы (разведчики и бомбардировщики) серии “С”. На самолётах “Э.” советские лётчики в 1919—21 выполнили ряд дальних перелётов.

“Эмбраэр” (Empresa Brasileira de Aeronautica S. A. — Embraer) — авиастроительная фирма Бразилии. Основана в 1969. Создала ряд турбовинтовых самолётов, получивших признание на международном рынке. В их числе: лёгкие многоцелевые самолёты гражданского и военного применения EMB-110 “Бандейранте” (продолжение работ государственного завода, первый полет прототипа в 1968) и EMB-121 “Шингу” (1976), учебно-тренировочный самолёт EMB-312 “Тукано” (1980), 30-местный пассажирский самолет для коротких авиалиний EMB-120 “Бразилия” (1983, см. рис. 1). В 1971—82 выпускала по итальянской лицензии реактивный учебно-боевой самолёт Аэрмакки MB. 326 под обозначением EMB. 326 “Аванте” (в том числе на экспорт), в 1974 было начато производство лёгких самолётов американской фирмы “Пайпер”. Совместно разработала лёгкий реактивный истребитель-бомбардировщик AMX (первый полет самолёта бразильской постройки в 1985), совместно с аргентинской фирмой — пассажирский самолёт CBA-123 “Вектор” (1990, см. рис. 2). К концу 1989 “Э.” выпустила в общей сложности свыше 4000 самолётов. С 1980 филиалом “Э.” стала фирма “Нейва” (Industria Aeronautica Neiva SA), ведущая производство лёгких самолётов.

Рис. 1. Пассажирский самолёт EMB-120 “Бразилия”.

Рис. 2. Пассажирский самолёт СВА-123 “Вектор”.

Эмиссия вредных веществ (от лат. еmissio — выпуск) — выброс в атмосферу с отработавшими газами авиационных двигателей прямых и побочных продуктов сгорания топлива, которые могут быть причиной нежелательного воздействия ЛА на окружающую среду. Эмиссия оксида углерода CO, несгоревших углеводородов C_nH_m и частиц углерода (сажи) — результат неполного сгорания топлива в двигателе. Эмиссия оксидов азота NO_x — следствие высокой температуры в зоне горения топлива, при которой становиться возможным окисление содержащегося в воздухе азота. Количественно Э. в. в. характеризуется индексами эмиссии отдельных компонентов (число граммов компонента на 1 кг израсходованного топлива). Индексы CO и C_nH_m тем больше, чем ниже температура и давление в камере сгорания. Они максимальны при рулении самолёта в аэропорту, при взлёте достигают минимума и остаются близкими к минимуму во всех полётных фазах. Для NO_x закономерность обратная — индекс максимален при взлёте. Снижение эмиссии CO, C_nH_m и сажи обеспечивается улучшением распыливания и распределения топлива в камере и ускорением перемешивания его с воздухом. Уменьшение индекса NO_x достигается дополнительными мерами, например сжиганием топлива в два этапа для выравнивания распределения температуры по длине камеры и устранения зон с наиболее высокой температурой. Э. в. в. для двигателя данной мощности снижается с повышением его экономичности, то есть с уменьшением расхода топлива на создание единицы мощности. В 1985 авиацией (в скобках — железнодорожным транспортом) во всём мире выпущено в атмосферу, млн. т: CO — 1,2 (100), C_nH_m — 0,8 (25), NO_x — 1,4 (15).

А. А. Горбатко.

Эмфизема высотная (от греч. emph{{ý}}s{{ē}}ma — наполнение воздухом, вздутие) — образование парогазовых пузырей в крови, лимфе и межтканевой жидкости человека при подъёме его на высоту, обусловленное закипанием жидких сред организма при температуре тела. Э. в. возникает при снижении внешнего давления до 6 кПа, то есть на высоте более 19,2 км. Чаще всего Э. в. наблюдается при декомпрессии и характеризуется скоплением газов и водяного пара в сосудах, полостях плевры, сердца, в подкожной жировой клетчатке. Э. в. сопровождается вздутием, припухлостью участков тела в местах скопления газов.

Энергетическая высота — то же, что удельная энергия.

Энергетическая механизация крыла — устройства для увеличения подъёмной силы крыла, принцип действия которых основан на использовании энергии двигателей ЛА или дополнительных источников мощности. Э. м. к. применяется для улучшения взлётно-посадочных и манёвренных характеристик ЛА, увеличения полезной нагрузки и повышения безопасности полёта. Э. м. к. (рис. 1) базируется на использовании двух основных принципов: предотвращении отрыва пограничного слоя на поверхности крыла и увеличении циркуляции скорости вокруг крыла (эффект суперциркуляции). Системы управления пограничным слоем (УПС), основанные на применении подвижных поверхностей (рис. 1, а, б), отсоса пограничного слоя (рис. 1, в) и его сдува (рис. 1, г), обеспечивают безотрывное обтекание крыла при больших углах атаки и больших углах отклонения закрылков без существенных энергетических затрат. Струйный закрылок (рис. 1, д) увеличивает подъёмную силу крыла главным образом за счёт эффекта суперциркуляции и вертикальной составляющей реакции струи. Значение коэффициента подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты) на крыле со струйным закрылком зависит от затрат мощности и при использовании практически всего располагаемого воздуха, проходящего через двигатель, может достигать 10—15, то есть быть в 2—3 раза выше, чем в случае применения систем УПС.

Действие эжекторных систем (рис. 1, е) основано на увеличении импульса первичной струи сжатого воздуха на выходе из камеры смешения, образованной раздвижными элементами крыла, за счёт подмешивания воздуха, отсасываемого с верхней поверхности крыла. Увеличение подъёмной силы происходит из-за увеличения реакции струи, ликвидации отрыва потока на поверхности крыла и отклонённых закрылках, а также за счёт суперциркуляции. При обдуве крыла струями ВРД (рис. 1, ж, з) увеличение подъёмной силы происходит вследствие улучшения обтекания поверхности крыла и отклонённых закрылков, обдуваемых струёй, эффекта суперциркуляции и поворота вектора тяги двигателей. На рис. 2 показан самолёт Ан-72 с системой обдува верхней поверхности крыла струями ВРД.

Система выдува струй вдоль размаха крыла (рис. 1, и) позволяет реализовать устойчивое вихревое течение над верхней поверхностью крыла и увеличить коэффициент подъёмной силы при больших углах атаки, а также повысить эффективность закрылков и органов управления при больших углах их отклонения. Эти системы отличаются конструктивной простотой и приближаются по эффективности к системам УПС путём тангенциального выдува тонких струй из щелевых сопел при достаточно больших значениях импульса струн.

См. лит. при ст. Управление пограничным слоем.

А. В. Петров.

Рис. 1. Энергетическая механизация крыла: 1 — движущаяся поверхность (стрелка показывает направление её движения); 2 — вращающиеся цилиндры (стрелками показано направление вращения); 3 — воздух, отсасываемый с поверхности крыла; 4 — струя сжатого воздуха; 5 — камера смешения.

Рис. 2. Энергетическая механизация крыла самолета Ан-72 (СССР).

Энергии уравнение в аэро- и гидродинамике — фундаментальное уравнение, выражающее в дифференциальной форме закон сохранения энергии Для потока совершенного газа при отсутствии внутренних источников теплоты оно записывается в виде:

{{ρ}}De/Dt + pdivV = div(kgradT) + {{μ}}Τ

и указывает, что теплота, подведённая к единичному объёму за счёт теплопроводности и вязкой диссипации (правая часть Э. у.), обусловлена изменением внутренней энергии газа и работой сил давления. Здесь {{ρ}} — плотность, p — давление, T — температура, e — удельная внутренняя энергия, k — теплопроводность, {{μ}} — динамическая вязкость, V — вектор скорости, D/Dt — так называемая субстанциональная, или полная производная, Ф — диссипативная функция, определяющая ту часть работы вязких напряжений, которая переходит в теплоту; в декартовой системе координат она вычисляется по формуле:

Ф = {{}},

где {{λ}} — вторая, или объёмная, вязкость (согласно гипотезе Стокса, {{λ}} = —2{{μ}}/3), и, {{υ}}, {{ω}} — проекции V соответственно на оси координат х, у, z.

В задачах аэро- и гидродинамики вместо e удобно использовать энтальпию h; тогда Э. у. примет вид

{{ρ}}Dh/Dt = Dp/Dt + div(kgradT) + {{μ}}Ф

Э. у. решается совместно с неразрывности уравнением и Навье — Стокса уравнениями при заданных условиях теплообмена на обтекаемой поверхности и заданном значении внутренней энергии или энтальпии на больших расстояниях от неё; для несжимаемой жидкости Э. у. интегрируется отдельно, независимо от уравнений количества движения для известного поля скоростей.

При гиперзвуковых скоростях полёта в потоке могут возникать настолько большие температуры, что в газе начинают протекать термохимические реакции и становится существенным перенос энергии излучением. Для таких течений Э. у. усложняется, и в правой части появляются дополнительные члены, определяющие интенсивность внутренних источников теплоты.

В. А. Башкин.

“Энергия” — советская универсальная двухступенчатая ракета-носитель (РН) сверхтяжёлого класса. Предназначена для выведения в космос орбитальных кораблей и др. полезных грузов массой свыше 100 т. Выполнена по схеме с продольным разделением ступеней и включает центральный блок (2-я ступень), к которому на пирозамках подвешиваются 4 (попарно по два) боковых блока (1-я ступень). Высота РН около 60 м, максимальный поперечный размер 17,7 м. Центральный блок: длина 58,8 м, диаметр 7,75 м; 4 ЖРД работают на жидких водороде и кислороде с тягой до 1450 кН каждый. Боковой блок: длина 39,5 м, диаметр 3,9 м; тяга ЖРД, работающего на углеводородном горючем и жидком кислороде, 7260 кН. Двигатели обеих ступеней запускаются практически одновременно, развивая суммарную тягу 34840 кН при стартовой массе РН (с учётом выводимой нагрузки) около 2400 т (из них около 90% составляет топливо).

Первый испытательный пуск РН “Э.” состоялся 15 мая 1987, а второй старт, состоявшийся 15 ноября 1988, был осуществлён с целью запуска крылатого орбитального корабля многоразового использования “Буран”. Блоки РН “Э.” доставлялись на космодром самолётом ВМ-Т Экспериментального машиностроительного завода имени В. М. Мясищева (см. рис. 8 к ст. М). Создание сверхтяжёлого транспортного самолёта Ан-225 позволяет транспортировать по воздуху более крупные подсборки РН “Э.”. Предусмотрено спасать (спускать на парашютах) блоки 1-й ступени с целью их повторного использования. См. также ст. “Буран” и рис. 3—5 к ней.

Энерговооружённость летательного аппарата — отношение мощности силовой установки к весу (обычно взлётному) ЛА; характеристика ЛА, использующего в качестве основного движителя воздушный винт. Э. влияет на основные лётно-технические характеристики ЛА: максимальную скорость и высоту полёта, время разгона, скороподъёмность, манёвренность, длину разбега. См. также ст. Тяговооружённость.

Энергоузел — ранее применявшееся название вспомогательной силовой установки.

Эно-Пельтри (Esnault-Pelterie) Робер Альбер Шарль (1881—1957) — французский лётчик и конструктор самолётов и двигателей, промышленник и учёный, один из пионеров авиации и космонавтики. Член Французской АН (1936). Окончил Парижский университет (1902), получив учёную степень по физике, химии и биологии. В 1904 построил две неточные копии планёра братьев Райт и пробовал летать. В 1908 основал фирму REP (по инициалам владельца) для производства самолётов и ПД своей конструкции. На первом моноплане собственной конструкции REP 1 (1907) с перекашиваемым крылом, велосипедным шасси, каркасом из стальных труб, не имеющим киля, совершал полёты на расстояние до 600 м. Второй самолёт REP 2 (1908) с килем и рулём направления был в 1909 модифицирован в REP2bis (рис. в табл. IV), совершавший полёты на расстояние до 8 км. Э.-П. первым применил единую ручку управления для отклонения элеронов и рулей высоты, эластические ремни безопасности, гидравлические колёсные тормоза. На усовершенствованных монопланах REP с обычным шасси в 1910—11 совершён ряд рекордных полётов. В 1911—13 созданы моноплан военного образца, самолёты на 1—3 пассажиров, самолёт схемы “парасоль”, гидросамолёт. С 1910 Э.-П. преподавал в Сорбонне; в 1910—19 президент палаты авиационной промышленности Франции. В 1913 из-за экономических трудностей продал свой завод фирме “Бреге”, но некоторое время продолжал техническое руководство проектами. В 1928 опубликовал работу о перспективах исследования верхних слоев атмосферы с помощью ракет и возможности космических полётов, а в 1930 — книгу “Астронавтика”. В 1928—39 вёл экспериментальные работы по ЖРД. В 1939 эмигрировал в Швейцарию, занимался метрологией. Портрет см. на стр. 676.

Лит.: Ветров Г. С., Робер Эсно-Пельтри, М., 1982.

Р. А. Ш. Эно-Пельтри.

“Эр Альжери” (Air Algerie, Soci{{é}}t{{é}} Nationale des Transports A{{é}}riens) — национальная авиакомпания Алжира. Осуществляет перевозки внутри страны, а также в страны Европы, Африки и Ближнего Востока. Основана в 1949. В 1989 перевезла 3,82 млн. пассажиров, пассажирооборот 3,66 млрд. п.-км. Авиационный парк — 39 самолётов.

“Эр Индия” (Air India) — авиакомпания Индии. Осуществляет перевозки в страны Европы, Азии, Ближнего Востока, а также в США и Канаду. Основана в 1946 после реорганизации созданной в 1932 авиакомпании “Тата эрлайнс”. В 1989 перевезла 2,1 млн. пассажиров, пассажирооборот 9,06 млрд. п.-км. Авиационный парк — 21 самолёт.

“Эр Интер” (Air Inter, Lignes A{{é}}riennes Int{{é}}rieures) — авиакомпания Франции. Осуществляет внутренние перевозки. Основана в 1954, часть акций принадлежит авиакомпании “Эр Франс”. В 1989 перевезла 15,7 млн. пассажиров, пассажирооборот 7,52 млрд. п.-км. Авиационный парк — 52 самолёта.

“Эр Канада” (Air Canada) — авиакомпания Канады. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Европы, Азии, Карибского бассейна, а также в США, Японию. Основана в 1937, до 1965 называлась “Транс-Канада эрлайнс”. В 1989 перевезла 12 млн. пассажиров, пассажирооборот 26,19 млрд. п.-км. Авиационный парк — 115 самолётов.

“Эр Лингус” (Aer Lingus) — национальная авиакомпания Ирландии. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы и в США. Основана в 1936. В 1989 перевезла 4,1 млн. пассажиров, пассажирооборот 4 млрд. п.-км. Авиационный парк — 37 самолётов.

“Эр Нью Зиленд” (Air New Zealand) — авиакомпания Новой Зеландии. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Западной Европы, Азии, Африки, Океании, а также в США, Австралию. Основана в 1939 под названием “Тасман эмпайр эруэйс”, которое в дальнейшем неоднократно менялось, современное название с 1978. В 1989 перевезла 4,6 млн. пассажиров, пассажирооборот 14,72 млрд. п.-км. Авиационный парк — 37 самолётов.

“Эр Франс” (Air France) — авиакомпания Франции, одна из крупнейших в мире. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Европы, Азии, Африки, Южной и Центральной Америки, а также в США, Канаду и Австралию. Основана в 1933. В 1989 перевезла 16,1 млн. пассажиров, пассажирооборот 38,86 млрд. п.-км. Авиационный парк — 125 самолётов, включая 7 сверхзвуковых пассажирских самолётов “Конкорд”.

“Эр Чартер” (Air Charter, Soci{{é}}t{{é}} A{{é}}rienne Fran{{ç}}aise d{{′}}Afr{{è}}tements) — чартерная авиакомпания Франции. Осуществляет перевозки на внутренних авиалиниях, а также в США и страны Европы, Северной Африки, Ближнего Востока. Основана в 1966 как отделение авиакомпании “Эр Франс”, в 1978 начала самостоятельную деятельность. В 1989 перевезла 1,92 млн. пассажиров. Авиационный парк — 11 самолётов.

“Эрбас индастри” (Airbus Industrie) — западноевропейский самолётостроительный консорциум. Образован в 1970 для разработки и производства широкофюзеляжного пассажирского самолета A300 (рис. в табл.XXXVI) фирмами “Аэросппасьяль”, “Мессершмитт-Бёльков-Блом”, “Бритиш эркрафт корпорейшен”, к которым позднее присоединились фирмы “КАСА” и “Аэриталия”. Ассоциативными членами являются фирмы “Фоккер” и “Белэрбас” (Belairbus, Бельгия). Первый полёт опытного самолёта A300B.1 состоялся в 1972. В 1982 на основе A300 построен его усовершенствованный вариант с укороченным фюзеляжем A310 (рис. в табл. XXXVIII). В 1983 создан вариант A300-600 (рис. 1), в котором используются элементы конструкции и систем A300 и A310. В 1987 создан узкофюзеляжный самолёт A320 (рис. в табл. XXXVIII), в 1991 широкофюзеляжный самолёт A340 (рис. 2) с четырьмя ТРДД. Основные данные некоторых самолётов консорциума приведены в табл.

Рис. 1. Пассажирский самолёт A300-600.

Рис. 2. Пассажирский самолет A340-200.

Эргономика авиационная (от греч. {{é}}rgon — работа и n{{ó}}mos — закон) — раздел научно-прикладной дисциплины — эргономики, специфическими объектами которого являются ЛА и средства УВД, рассматриваемые как системы “человек — машина”, а предметом — процессы (алгоритмы, рабочие приёмы, циклограммы и т. п.), технические и информационные средства (органы управления, системы индикации и сигнализации, коды сообщений и т. п.) и условия (микроклимат в кабине, перегрузки, режимы труда и отдыха и т. п.) профессиональной деятельности членов экипажей ЛА, лиц дежурных смен (расчётов) УВД и персонала, обеспечивающего работоспособность этих систем.

Цель Э. а. состоит в формировании таких эргономических, то есть обусловленных анатомическими, физиологическими, психологическими и социально-культурными характеристиками человека, свойств ЛА, средств УВД и их элементов, включая ведущий “элемент” — авиационных специалистов, которые обеспечили бы необходимое или максимально достижимое качество функционирования ЛА и средств УВД при минимально возможном расходе человеческих ресурсов (число авиационных специалистов, время на их подготовку, их заболеваемость и т. д.).

Специфическими методами исследований и разработок Э. а. являются приёмы многофакторного экспериментального изучения системы “человек — машина” с использованием моделирующих стендов, тренажёров, самолётов-лабораторий, способы автоматического и физического моделирования, методы теоретического анализа и проектирования процессов, средств и условий деятельности авиационных специалистов.

Выделение Э. а. в качестве самостоятельного раздела эргономики обусловлено большой спецификой деятельности авиационных специалистов по управлению ЛА в полёте, связанной с быстротечной динамикой ЛА в трёхмерном пространстве, воздействием на членов экипажа перегрузок, перепадов воздушного давления и др. факторов полёта, с высоким уровнем ответственности и риска всех авиационных специалистов.

Э. а. возникла на базе авиационной медицины, психологии и ряда технических дисциплин в 60—70-х гг. в связи с усложнением авиационной техники и расширением круга решаемых с её помощью народно-хозяйственных и военных задач. В последующие годы Э. а. внесла существенный вклад в прогресс ЛА и УВД. Создана система эргономического обеспечения разработки и эксплуатации всех видов авиационной техники, предназначенная для реализации достижений как Э. а., так и общей эргономики в практике опытно-конструкторских, производственных, испытательных, экспертных и эксплуатационных работ.

В процессе эргономического обеспечения решаются вопросы: распределения функций между человеком и технико-информационными устройствами, а также между членами экипажа (расчёта); выбора состава, вида и др. характеристик перерабатываемой человеком информации, средств индикации и сигнализации, органов управления; компоновки рабочих мест; разработки способов и средств обеспечения жизнедеятельности членов экипажа, их спасения и выживания после аварийного покидания ЛА; определения критериев, методов и средств профессионального отбора, обучения, адаптации и тренировки авиационных специалистов, организации труда; разработки приёмов поддержания их работоспособности, положительной трудовой мотивации, сохранения здоровья.

Лит.: Методы инженерно-психологических исследований в авиации, М., 1975; Меньшов А. И., Рыльский Г. И., Человек в системе управления летательными аппаратами (эргономика), М., 1976; Авиационная эргономика, Киев, 1979; Зараковский Г. М., Койфман П. В., Эргономика, Л., 1988; Handbook of human factors, ed. by G. Saloendy, N. Y., 1987; Human factors in aviation, N. Y., 1988.

Г. М. Зараковский, П. В. Койфман.

Эскадрилья (франц. escadrille, уменьшительное от escadre — эскадра) — основное тактическое и огневое подразделение авиационных частей ВВС и др. видов вооружённых сил. Состоит из нескольких звеньев или отрядов самолётов (вертолётов). В зависимости от рода авиации в Э. насчитывается 10—30 ЛА. Несколько Э. составляют авиационный полк, авиационное крыло, авиационную группу.

Эффект влияния земли — изменение аэродинамических характеристик ЛА при приближении его к экранирующей поверхности земли, воды, ВПП и др. Проявляется при взлёте и посадке самолётов и др. ЛА. Э. в. з. становится заметным при расстояниях h от земли, соизмеримых с хордой b крыла самолёта или диаметра d несущего винта вертолёта, и усиливается по мере приближения к её поверхности. С приближением к поверхности земли аэродинамическое сопротивление, как правило, уменьшается, а подъёмная сила увеличивается, что ведёт к росту аэродинамического качества; изменяются и моментные характеристики. Сопротивление уменьшается в основном благодаря уменьшению вблизи земли индуктивных скосов потока и соответственно индуктивного сопротивления. Увеличение подъёмной силы связано в основном с возрастанием давления на нижней поверхности крыла (так называемый эффект динамической подушки). При относительных расстояниях от экрана {{}} = h/b (h/d) меньше 0,2—0,3 приращение подъёмной силы крыла может достигать 40—50% её значения в неограниченном потоке. Приближение к экрану не только увеличивает значение коэффициента подъёмной силы c_y (см. Аэродинамические коэффициенты), но и меняет его зависимость от угла атаки {{α}}, делая её более крутой и уменьшая значение критического угла атаки (рис. 1) Однако этот эффект существенен при небольших значениях коэффициента c_y, не превышающих 1—1,5. При больших значениях c_y несущая способность крыла с приближением к экрану может не изменяться или даже снижаться. Для механизированного крыла, например при c_y =2—3, на высоте приближение к экрану уменьшает это значение. Уменьшение подъёмной силы вблизи земли возможно на некоторых режимах у самолётов вертикального или короткого взлёта и посадки, имеющих струйные устройства для создания подъёмной силы.

Существенное возрастание подъёмной силы и аэродинамического качества крыла вблизи экранирующей поверхности (рис. 2) явилось одной из предпосылок для разработки экранопланов. Иногда Э. в. з. называется экранным эффектом.

В. М. Гадецкий.

Рис. 1. Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки при различных значениях относительного расстояния от экрана.

Рис. 2. Типичная зависимость наибольшего относительного аэродинамического качества {{}}_max от относительной высоты {{}} для прямого крыла с удлинением {{λ}} = 2{{}}_max = {{}}, где K{{}} — максимальное значение аэродинамического качества на высоте {{}}, K{{}} его значение при {{}} = {{∞}}.

Эффективная поверхность рассеяния (ЭПР), эффективная отражающая поверхность, — количественная мера отражающей способности цели (объекта поражения), выражаемая в виде отношения плотностей мощности радиолокационного сигнала, рассеянного целью в направлении приёмника, и сигнала, облучающего цель, с учётом их векторных свойств. Может быть представлена теоретической формулой

{{σ}} = 4{{π}}{{}}R_r²{{}} = 4{{π}}{{}}R_r²{{}}^,

где E₀, H₀ — значения электрической и магнитной напряжённостей облучающего поля в окрестности цели; E_s, H_s — значения проекций электрической и магнитной напряжённостей рассеянного целью поля в точке приёма соответственно на E₀ и H₀; R_r — расстояние цель — приёмник. Кроме теоретического определения ЭПР используется эквивалентное ему экспериментальное определение, в котором цель рассматривается как связующий элемент между системами передатчика и приёмника через параметры уравнения дальности:

{{σ}} = (4{{π}})³R⁴_iP_r/P_iG_rG_i{{λ}}²

где P_i — мощность, излучаемая антенной передатчика; P_r — мощность на нагрузке антенны приёмника; {{λ}} — длина волны; R_i — расстояние передатчик — цель; C_i, G_r — коэффициент усиления антенн соответственно передатчика и приёмника в направлении цели. Значение ЭПР зависит от типа цели и её пространственного положения, а также частоты и поляризации облучающего цель сигнала (может меняться в сотни и тысячи раз при сравнительно небольшом изменении ракурса цели и частоты сигнала). Измеряется в м², интерпретируется через поперечное сечение эквивалентного изотропного отражателя-сферы. Примерные значения ЭПР для типового бомбардировщика 15—40м², для крылатой ракеты — 0,1—0,2 м². Уменьшение ЭПР повышает выживаемость ЛА, поэтому при проектировании боевых ЛА принимаются меры для снижения значений их ЭПР. Например, у стратегического бомбардировщика Нортроп B-2 (США), разработанного с применением специальных мер для снижения его заметности (см. “Стелс” техника), для некоторых ракурсов ЭПР менее 0,1 м².

А. С. Васин.

Эффективная тяга — равнодействующая сил давления и трения, приложенных ко всем поверхностям силовой установки как со стороны газового потока, протекающего внутри двигателя, так и со стороны потока воздуха, обтекающего силовую установку снаружи. Значение Э. т., представляющей собой долю тяги изолированного двигателя, непосредственно используемую для движения ЛА, в большинстве случаев вычисляется как разность между тягой изолированного двигателя и аэродинамическим сопротивлением силовой установки. См. также Тяга двигателя.

Эффективность органов управления — способность органов управления создавать при своём отклонении управляющий момент относительно соответствующей оси координат (см. Системы, координат).

Э. о. у. равны приращениям коэффициентов моментов (см. в ст. Аэродинамические коэффициенты) при полном отклонении органов управления от их нейтрального положения и обозначаются {{∆}}m_z, {{∆}}m_x, {{∆}}m_y — соответственно максимальные приращения коэффициентов моментов тангажа, крена и рыскания. Часто Э. о. у. характеризуют коэффициентами эффективности органов управления, равными частной производной коэффициента момента данного органа по углу, его отклонения, и обозначают m_z^{{δ}}β, m_x^{{δ}}ύ, m_y^{{δ}}н — соответственно коэффициенты Э. о. у. тангажом, креном и рысканием, где {{δ}}_в, {{δ}}_э, {{δ}}_н — углы отклонения руля высоты, элеронов и руля направления. Э. о. у. и коэффициент Э. о. у. являются одними из основных параметров, определяющих характеристики управляемости ЛА; по их значениям можно судить, насколько эффективно влияют отклонения органов управления на параметры движения ЛА.

Э. о. у. зависит от геометрических параметров органов управления, от параметров несущих поверхностей, на которых располагаются органы управления (крыло, стабилизатор, киль), от Маха числа полёта М_{{∞}}, упругой деформации конструкции и др. Так, при переходе через скорость звука эффективности руля высоты, элеронов, руля направления существенно уменьшаются. Уменьшается также Э. о. у. при увеличении скоростного напора из-за упругой деформации конструкции ЛА при отклонении органа управления. При недостаточной жёсткости конструкции и большом скоростном напоре (критический скоростной напор реверса) может наступить полная потеря эффективности. Следует отметить, что при отклонении органов управления креном в общем случае помимо момента крена возникает и момент рыскания, а при отклонении органов путевого управления возникает момент крена (см. Боковое движение).

В. Г. Микеладзе.

Эшелонирование полётов — система рассредоточения воздушных судов (ВС) в полёте, исключающая возможность опасного их сближения. Различают вертикальное, боковое и продольное Э.

Вертикальное Э. обеспечивается выполнением полётов по заданным эшелонам барометрическим высотам, измеряемым от изобарической поверхности 101325 Па. В нашей стране эшелоны обозначают геометрической высотой, выраженной в м, переход от барометрической высоты к геометрической осуществляется по соответствующим таблицам Стандартной атмосферы (см. Международная стандартная атмосфера). Например, эшелон 4200 соответствует барометрической высоте 60,07 кПа. В документах ИКАО эшелон называется уровнем полёта (Flight level, FL) и нумеруется по значениям высоты, выраженной в сотнях футов. Например, FL 100 соответствует геометрической высоте 10000 футов (3050 м). В целях более безопасного разделения ВС, следующих на “встречных” курсах, Э. строят обычно по полукруговой системе: различные подсистемы эшелонов для ВС, летящих с истинным углом пути (см. в ст. Навигация) от 0 до 179{{°}} включительно, и для ВС, летящих с истинным углом пути от 180 до 359{{°}} включительно (см. рис.). Интервал между смежными эшелонами выбирается так, чтобы с учётом погрешностей измерения и выдерживания предписанной высоты полёта ЛА гарантировалось их безопасное разделение.

Безопасность вертикального Э. обеспечивается оборудованием ЛА соответствующими системами измерения и выдерживания высоты полёта (как правило, отклонение от заданного эшелона не должно превышать {{±}}75 м), соблюдением инструкций по эксплуатации бортового и наземного оборудования, строгим выполнением требуемых процедур лётным и диспетчерским составом.

Боковое Э. — рассредоточение ВС в горизонтальной плоскости. Нормы бокового Э. устанавливаются в зависимости от характеристик установленного на борту ЛА и используемого для обеспечения полёта по трассе наземного оборудования. При этом минимальные расстояния устанавливаются в зависимости от того, выполняются ли полёты по правилам визуальных полётов (ПВП) или по правилам полётов по приборам (ППП), идут ли ВС на одном эшелоне или на разных, на параллельных или пересекающихся, попутных или встречных курсах.

Продольное Э. — рассредоточение ВС, летящих на одном эшелоне в продольной плоскости. Так же, как при боковом Э., минимальные расстояния при продольном Э. устанавливают в зависимости от условий полёта — по ПВП или по ППП. Кроме того, минимальные значения расстояний при полётах по ПВП зависят и от скорости ВС. При полётах по ППП с непрерывным радиолокационным контролем минимальные расстояния устанавливаются аналогично случаю бокового Э. При отсутствии непрерывного радиолокационного контроля задаются не минимальные расстояния, а минимальные интервалы времени прохождения различными ВС каких-либо контрольных точек.

В различных странах Э. в общем случае своё, и полёты ВС в воздушном пространстве иностранного государства осуществляются по правилам этого государства. В нашей стране смена эшелонов производится за 30 км до пересечения государственной границы с другим государством.

В. Я. Кушельман.

Схема вертикального эшелонирования воздушных судов в воздушном пространстве России (действует с 1984).