Гаагская конвенция 1970 о борьбе с незаконным захватом воздушных судов. Участниками конвенции по состоянию на 1990 являлись 142 государства (СССР с 1970). Г. к. 1970 заключена в целях предотвращения актов незаконного захвата воздушных судов, принятия соответствующих мер для наказания преступников. Конвенция считает лицо, находящееся на борту судна во время его полёта, совершившим преступление, если оно захватило воздушное судно путём насилия, угрозы или запугивания, либо осуществило контроль над таким судном, либо пыталось совершить такое действие, либо было соучастником лица, его совершившего (ст. 1). Государства — участники Г. к. 1970 обязуются принимать в отношении лиц, совершивших такие преступления, суровые меры наказания.

Конвенция предусматривает правила, при которых государства-участники могут устанавливать свою юрисдикцию над таким преступлением и любыми другими актами насилия в отношении пассажиров или экипажа, совершёнными предполагаемым преступником. Процессуальные меры, которые могут принимать государства (заключение под стражу, предварительное расследование фактов, обеспечение контакта задержанного лица с представителем государства его гражданства, уведомление государства регистрации и другие государств о факте и причинах задержания и другие), во многом аналогичны соответствующим нормам Токийской конвенции 1963.

Важное значение имеет статья 7 конвенции, предусматривающая, что государство — ее участник, на территории которого оказался предполагаемый преступник, в случае, если оно не выдаёт такого преступника другому государству, обязано без каких-либо исключений и независимо от того, на какой территории совершено преступление, передать дело своим компетентным органам для уголовного преследования. Эти органы принимают решение по делу в соответствии с законом своего государства. Г. к. 1970 устанавливает неотвратимость выдачи преступника или его наказания, когда любое из действий, упомянутых в статье 1, совершено или близко к совершению, государства принимают все надлежащие меры для восстановления или сохранения контроля законного командира над воздушным судном. Пассажирам и экипажу должно быть оказано содействие в скорейшем продолжении следования к месту назначения, а воздушное судно и груз должны быть возвращены законным владельцам.

Г. к. 1970 применяется только в том случае, если место взлёта или фактической посадки воздушного судна находится вне пределов государства его регистрации (в противном случае применяется национальное законодательство).

Квалификация акта “незаконный захват” в качестве преступления, согласно положениям конвенции, ограничена периодом нахождения воздушного судна в полёте (то есть с момента закрытия всех внешних дверей воздушного судна после погрузки до момента открытия любой из таких дверей для выгрузки). В случае вынужденной посадки считается, что полёт происходит до тех пор, пока компетентные власти не примут на себя ответственность за воздушное судно и за лиц и имущество, находящихся на борту.

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

Ю. Н. Малеев.

Гаагский протокол 1955 — см. в статье Варшавская конвенция 1929.

габаритные размеры самолёта, вертолёта — предельные значения длины и высоты, полного размаха крыла (у самолёта), диаметра несущего винта (у вертолёта) и т. п. (см. рис. 1, 2). Г. р. летательного аппарата определяют необходимые размеры производственных помещений, ангаров, площадок для стоянки на открытом воздухе и т. д.

Рис. 1. Габаритные размеры самолёта: lс — длина; Hс — высота; lкр — размах крыла.

Рис. 2. Габаритные размеры вертолёта: l1 — длина вертолёта с вращающимися винтами; l2 — длина вертолёта со снятыми винтами; H — высота вертолёта с вращающимся рулевым винтом; h — высота вертолета; B — ширина вертолета; D — диаметр несущего винта,

Гаврилов Сергей Алексеевич (1914—1983) — советский конструктор авиационных двигателей, доктор технических наук (1978), Герой Социалистического Труда (1975). Окончил Рыбинский авиационный институт (1940). Работал в КБ на авиамоторных заводах в Рыбинске и Уфе. Участвовал в разработке и организации серийного производства первых реактивных двигателей. С 1962 главный конструктор опытно-конструкторского бюро. Под его руководством создан ряд авиадвигателей оригинальной конструкции для самолётов А. И. Микояна, П. О. Сухого и др. Государственная премия СССР (1977). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Отечеств, войны 2-й степени, 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Дружбы Народов, “Знак Почёта”, медалями.

С. А. Гаврилов.

Гагарин Юрий Алексеевич (1934—1966) — советский лётчик, полковник, лётчик-космонавт СССР (1961), Герой Советского Союза (1961). Первый человек, совершивший полёт в космос. Окончил 1-е Чкаловское военное авиационное училище лётчиков (1957), Военно-воздушную инженерную академию имени профессора Н. Е. Жуковского (1968). 12 апреля 1961 совершил полёт в космос на космическом корабле “Восток”, облетев земной шар за 1 ч 48 мин. Золотая медаль имени К. Э. Циолковского АН СССР, золотая авиационная медаль Международной авиационной федерации, медаль А. де Лаво. Депутат Верховного Совета СССР в 1962—1968. Награждён орденом Ленина, а также, высшими наградами ряда зарубежных государств. Погиб во время тренировочного полёта на самолёте. Его именем назван город Смоленской области. Имя Г. носят Военно-воздушная академия, Центр подготовки космонавтов, авиационный завод в Комсомольске-на-Амуре, учебные заведения, улицы и площади многие городов мира. В честь Г. Международной авиационной федерацией учреждена медаль (см. Награды ФАИ). В Москве, Гагарине (бывший Гжатск), Звёздном городке, в Софии и других городах — памятники. Именем Г. назван кратер на обратной стороне Луны. Урна с прахом в Кремлевской стене.

Лит.: Борзенко С. А., Денисов Н. Н., Первый космонавт, М. 1969; Титов Г. С., Первый космонавт планеты, М., 1971; Гагарин В. А., Мой брат Юрий, 2 изд., М., 1979.

Ю. А. Гагарин.

газовая динамика — раздел аэродинамики, в котором изучаются закономерности движения газов, а также механическое и тепловое взаимодействие между газом и движущимися в нём телами. Зарождение и развитие Г. д. происходило под непосредственным воздействием запросов практики в связи созданием самолётов, движущихся с большими дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, воздушно-реактивных двигателей и ракетной техники. Специфика используемых методов экспериментальных исследований и математических уравнений Г. д. и методов их решения, а также широкий круг прикладных задач привели к выделению Г. д. в самостоятельную область механики и прикладной математики. При этом в Г. д. выделяются 2 класса задач: так называемые задачи внешней аэродинамики, когда движение газа происходит в неограниченном пространстве, и так называемые задачи внутренней аэродинамики, когда движение газа происходит в ограниченном пространстве. Движение газа описывается системой дифференциальных уравнений в частных производных, выражающих собой сохранения законы (массы, импульса и энергии); замыкается система уравнением состояния, которое связывает между собой плотность {{ρ}}, давление p и температуру T, и зависимостями теплофизических, свойств среды от температуры и давления. Во многих задачах Г. д. газ находится вдали от точки конденсации (очень низкие температуры) и от областей диссоциации и ионизации (очень высокие температуры). В этих задачах обычно используется модель совершенного газа, который подчиняется уравнению состояния Клапейрона p = {{ρ}}RT, где R — газовая постоянная, и имеет постоянные удельные теплоёмкости. Система уравнений Г. д. в общем виде очень сложна даже для численного анализа, поэтому важное значение в Г. д. имеет эксперимент, для чего создаются аэродинамические трубы и специальные стенды. Условия динамического и теплового подобия при испытаниях моделей, геометрически подобных натурным объектам, обеспечиваются соблюдением равенства значений в условиях эксплуатации объекта и при моделировании соответствующих подобия критериев: Рейнольдса числа Re, Маха числа M и т. п.

Л. Прандтль ещё в 1904 показал, что в типичных гидро- и газодинамических задачах, для которых число Рейнольдса велико (Re > > l), области влияния вязкости и теплопроводности ограничены тонкими пограничными слоями, толщиной примерно на два порядка меньшей характерных размеров обтекаемого тела, а вне этих слоев протекает основная масса газа, где влиянием вязкости и теплопроводности можно пренебречь. Иными словами, задача об обтекании тела потоком вязкой среды разбивается на две самостоятельные задачи: расчёт поля течения идеального газа (рассматриваемого как сжимаемая жидкость) на основе Эйлера уравнений и расчёт течения вязкого газа в пограничном слое на основе уравнений Прандтля.

Для установившегося потока идеального сжимаемого баротропного газа в отсутствие массовых сил дифференциальные уравнения Эйлера приводят к Бернулли уравнению

{{формула}}

которое выполняется вдоль линии тока. Здесь V — модуль вектора скорости, Vm — максимальная скорость в газе. Если течение является потенциальным, то есть, V = grad{{φ}}, где {{φ}} — потенциал скорости, то постоянная Бернулли принимает одно и то же значение для всего поля течения. Кроме того, из уравнения энергии следует интеграл вдоль линии тока

h + V2/2 = H,

где h — энтальпия, H — энтальпия торможения (см. Торможения параметры). Для безвихревого течения решение конкретной задачи Г. д. при заданных граничных условиях сводится к отысканию {{φ}}, поведение которого в случае плоского установившегося движения описывается уравнением

{{формула}}

где а = dp/d{{ρ}} — скорость звука, u, v — компоненты вектора скорости, параллельные осям декартовой системы координат x, y. Получить решение этого уравнения в общем виде практически невозможно, однако в некоторых случаях оно сводится к уравнениям, методы решения которых достаточно хорошо разработаны. Так, при малых дозвуковых скоростях (u < < a, v < < a) это уравнение переходит в уравнение Лапласа ({{Δφ}} = 0), описывающее течение несжимаемой жидкости. При дозвуковых скоростях (u < a, v < a) выражения в скобках имеют положительные знак и уравнение эллиптического типа. При сверхзвуковых скоростях (u > a или v > a) выражения в скобках отрицательны и уравнение гиперболического типа. Особенно сложными для математического исследования являются смешанные течения, в которых имеются дозвуковые и сверхзвуковые области (см. Трансзвуковое течение).

Сложность решения приведённого выше уравнения для потенциала скорости заключается в его нелинейности. Однако в 1904 С. А. Чаплыгин предложил метод решения в плоскости годографа (см. Годографа метод). При этом уравнение становится линейным, и для его решения можно воспользоваться хорошо развитой теорией аналитических функций. Чаплыгин получил приближенное аналитическое решение задачи о струйном дозвуковом обтекании тела, которое лишь во второй половине 30-х гг, было модифицировано применительно к безотрывному обтеканию авиационного крылового профиля С. А. Христиановичем и Л. И. Седовым.

Характерной особенностью сверхзвуковых течений является существование стационарных волн давления. Если соседствуют две области с разным давлением (p2 > p1), то в область повышенного давления распространяются волны разрежения, а в область пониженного — волны сжатия. В адиабатической среде волны разрежения со временем растягиваются, оставаясь плавными, а крутизна волн сжатия быстро нарастает, так что их стационарной формой является ударная волна (скачок уплотнения). Скорость распространения ударных волн тем выше, чем больше перепад давлений. В прямом скачке уплотнения направление потока не изменяется; в плоском косом скачке поток отклоняется. Если угол отклонения потока превышает некоторый предельный {{θ}}max(M), то плоский косой скачок невозможен (фронт волны становится криволинейным). Изменение газодинамических переменных в ударной волне описывается Гюгоньо адиабатой. Теория ударных волн — важный раздел Г. д.

Типичным примером течения с образованием волн разрежения может служить обтекание выпуклого угла сверхзвуковым потоком газа — Прандтля — Майера течение. Это течение описывается простыми аналитическими формулами, которые широко применяются на практике для расчёта сверхзвукового обтекания крыла, криволинейной стенки, косого среза сопла Лаваля и т. п.

Теория ударных волн используется при проектировании воздухозаборников. Так, например, в плоском воздухозаборнике с центральным телом, имеющем так называемую полигональную поверхность, сверхзвуковой поток тормозится в системе последовательно расположенных косых скачков уплотнения, замыкаемой несильным прямым скачком; суммарное значение коэффициента восстановления полного давления v = v1*v2*…vn достигает максимума (минимум потерь) при условии, что все косые скачки уплотнения имеют равную интенсивность (v1 = v2 = …vn-1), а интенсивность замыкающего прямого скачка почти не отличается от интенсивности косого (vn {{}} v1). Увеличение числа n косых скачков приводит к возрастанию v. Устремляя число косых скачков к бесконечности, то есть, заменяя полигональную поверхность центрального тела криволинейной, можно увеличить v; при этом на части криволинейного участка торможение потока будет изоэнтропическим, а потери полного давления будут определяться интенсивностью замыкающего скачка уплотнения.

При расчёте сложных сверхзвуковых течений используется тот факт, что характеристиками гиперболических уравнений движения являются волны Маха (см. Маха конус). Используя сетку волн Маха в сочетании с ударными волнами, удалось создать графические и числовые методы расчёта сложных сверхзвуковых течений (в соплах, струях, при обтекании тел). Разработаны аналитические методы, основанные на линеаризации потенциала скорости или возмущений скорости (для тонких тел на малых углах атаки).

Если поле течения невязкого газа найдено, то появляется возможность проинтегрировать уравнения пограничного слоя и рассчитать распределения напряжений трения и теплового потока на обтекаемой поверхности тела, что, в свою очередь, позволяет определить сопротивление трения и температурный режим поверхности тела. Как известно, при больших положительных градиентах давления происходит отрыв пограничного слоя. Например, если поток проходит сквозь ударную волну, падающую на тело, то может возникнуть отрыв пограничного слоя, приводящий к возникновению дополнительных ударных волн, то есть имеет место “сильное” взаимодействие пограничного слоя и внешнего невязкого потока, что является предметом специального изучения в прикладной Г. д.

Для анализа многие стационарных задач внутренней аэродинамики успешно используются одномерные уравнения сохранения массы, импульса и энергии, записанные в интегральной форме для элементарной трубки тока, в каждом поперечном сечении которой газодинамические переменные потока принимаются постоянными. Если рассмотреть некоторый участок элементарной струйки между двумя нормальными к поверхности тока сечениями 1 и 2, то эти уравнения примут вид: G = {{ρ}}VF = const,

P{{α}} = G(V{{α}}2-V{{α}}1), {{α}} = х, у, z,

{{формула}}

где F — площадь поперечного сечения трубки тока, x, y, z — декартовы оси координат, P — равнодействующая всех сил, приложенных к замкнутому контуру, G — массовый расход, L — механическая. работа (насоса, компрессора, турбины и т. д.), Lтр — работа сил трения на рассматриваемом участке. Входящий в уравнение энергии интеграл представляет собой работу, затраченную на проталкивание газа, а его значение зависит от характера термодинамического процесса при движении газа. Приведённое уравнение энергии записано в механической форме и часто называется обобщённым уравнением Бернулли; его можно также записать в “тепловой” форме:

Q-L = H2-H1,

где Q — подведенное к единице массы газа количество теплоты. При анализе работы газовых машин (турбин и т. п.) наряду с указанными уравнениями используется также уравнение сохранения момента количества движения относительно оси вращения:

N = G(Vu2r2-Vu1r1),

где N — сумма моментов всех сил, приложенных к замкнутому контуру, Vu — окружная составляющая вектора скорости, r — расстояние от оси вращения. Эта система уравнений позволяет понять особенности течения газа и провести газодинамический расчёт газопроводов, эжекторов, элементов реактивного двигателя, лопаточных машин и других устройств. Следует отметить, что аналогичный подход к решению прикладных задач лежит в основе обычной гидравлики, поэтому Г. д. элементарной струйки иногда называют “газовой гидравликой”.

Одна из важнейших проблем прикладной внутренней аэродинамики — получение сверхзвукового потока в технических устройствах различного рода: аэродинамических трубах, соплах реактивных двигателей и т. п. Для анализа особенностей течения газа, в частности изменения скорости потока при наличии воздействий разного рода, удобно использовать следующие дифференциальное соотношение:

{{формула}}

Здесь M — местное число Маха, {{γ}} — показатель адиабаты. “Замораживая” все воздействия, кроме анализируемого, можно установить его влияние на скорость течения; при этом каждое воздействие меняет знак на обратный при переходе скорости потока через значение M = 1. В качестве примера рассмотрим влияние сил трения на развитие адиабатического течения в трубе постоянного сечения с непроницаемыми стенками (G = const, F = const, Lтр{{}}const, L = Q = 0). Поскольку работа сил трения всегда положительна (dLтр > 0), то под действием сил трения дозвуковой поток ускоряется (dV > 0), а сверхзвуковой замедляется (dV < 0); непрерывный переход через скорость звука невозможен. Если в начальном сечении трубы диаметром D скорость потока дозвуковая (M1 < l), то в зависимости от приведённой длины трубы {{l}} = l/D (l — длина трубы) возможны три случая: а) при {{l}} < {{l}}кр ({{l}}кр — длина, на которой скорость потока становится равной скорости звука) в выходном сечении трубы поток дозвуковой (M2 < 1); б) при {{l}} = {{l}}кр, в выходном сечении достигается критическая скорость (M2 = 1) и реализуется течение с максимальным расходом; в) при {{l}} > {{l}}кр течение газа с заданным начальным значением M1 реализоваться не может. Для сверхзвукового потока (M1 > 1) возможны следующие режимы: а) при {{l}} < {{l}}кр в выходном сечении трубы имеет место сверхзвуковая скорость (M2 > l); б) при {{l}} = {{l}}кр в выходном сечении скорость потока равна критической (M2 = 1); в) при {{l}} > {{l}}кр плавное торможение сверхзвукового потока на всём протяжении трубы невозможно и в некотором сечении возникает прямой скачок уплотнения, за которым устанавливается ускоренное дозвуковое течение; местоположение скачка уплотнения определяется из условия, что в выходном сечении скорость потока равна критической. Аналогичная картина имеет место при однозначном воздействии других величин, например, влияние неадиабатичности течения (dQ {{}}, dF = dG = dL = dLтр = 0). Дозвуковой поток в трубе за счет подвода теплоты можно разогнать до критической скорости, но нельзя перевести в область сверхзвукового течения. При этом подвод теплоты приводит к уменьшению полного давления в выходном сечении трубы, то есть к появлению так называемого теплового сопротивления (при М < = 1 p02/p01 > = 0,79 для газа с показателем адиабаты {{}} = 1,4; при M{{→∞}} p02/p01{{}}0; индекс “0” относится к параметрам заторможенного газа).

Таким образом при однозначном воздействии на поток газа в трубе нельзя непрерывным образом перевести его из дозвукового в сверхзвуковой, но этого можно достичь изменением знака воздействия при достижений критической скорости. Принципиально возможны четыре схемы сверхзвукового сопла. Геометрическо есопло: Лаваля сопло, в дозвуковой части которого ускорение потока осуществляется путём сужения канала (dF < 0); за критическим сечением (M = 1) площадь канала увеличивается (dF > 0) с целью получения сверхзвукового потока и его дальнейшего ускорения. Этот принцип построения сверхзвукового сопла наиболее часто используется в практических приложениях. Расходное сопло: dG{{}}, dF = dL = dLтр = dQ = 0; ускорение потока (dV > 0) происходит здесь за счёт подвода дополнительной массы газа в дозвуковой части канала и отсоса газа в сверхзвуковые его части. В критическом сечении расход газа и плотность тока имеют максимум. Механическое сопло: dL {{}}, dF = dG = dLтр = dQ = 0; оно должно состоять из последовательно включённых турбины, где дозвуковой поток газа ускоряется до критической скорости, и компрессора, в котором происходит ускорение сверхзвукового потока. В механическом сопле в его критическом сечении параметры торможения имеют минимум. Тепловое сопло: (пока ещё не осуществлено): dQ {{}}, dF = dG = dLтр = dL = 0; в дозвуковой части сопла разгон потока вызывается подводом теплоты (dQ > 0), а в сверхзвуковой части сопла — её отводом (dQ < 0). Помимо четырёх описанных схем сверхзвуков сопла принципиально возможны комбинированные схемы, например, полутепловое сопло, в котором дозвуковой участок является тепловым, а сверхзвуковой — геометрическим. Особенности течения газа в соплах различных типов и их характеристики могут быть проанализированы с помощью приведённых выше уравнений.

На основе одномерных уравнений Г. д. проводится также газодинамический расчёт отдельных элементов воздушно-реактивного двигателя. Так, например, для адиабатического (Q = 0) течения идеального совершенного газа (Lтр = 0) из уравнения энергии следует формула для расчёта работы, совершаемой 1 кг газа в лопаточных машинах:

{{формула}}

где индексы “1” и “2” относятся к сечениям перед и за машиной соответственно. При равных перепадах давления работа пропорциональна температуре торможения T01 перед машиной. Если холодный газ сжать в компрессоре, а перед его расширением в турбине осуществить подвод теплоты путём сжигания топлива, то турбина разовьёт большую работу, чем затратил компрессор, и избыток работы можно передать на воздушный винт, тянущий самолёт (ТВД), или электрогенератор. Если турбина вращает только компрессор, то оставшийся за турбиной избыток давления можно использовать для получения скорости истечения струи газа, превышающей скорость полета, что, согласно уравнению импульсов, создаёт реактивную силу (ТРД).

В большинстве задач внутренней аэродинамики течение газа носит достаточно сложный пространственный характер (наличие отрыва потока, взаимодействие пограничного слоя со скачками уплотнения и т. п.), и, естественно, уравнения одномерной Г. д. не могут дать полного ответа на вопрос о структуре и локальных особенностях течения газа в различных технических устройствах и их отдельных элементах. Более детальный анализ картины течения может быть проведён путём численного интегрирования дифференциальных уравнений Г. д., а также путём экспериментальных исследований.

Лит.: Черный Г. Г., Течения газа с большой сверхзвуковой скоростью, М., 1959; Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе И. В., Теоретическая гидромеханика, 4 изд., ч. 1—2, Л. — М., 1948—1963; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики. 3 изд., М., 1980; Абрамович Г. Н., Прикладная газовая динамика, 5 изд., ч. 1—2, М., 1991.

Г. Н. Абрамович.

газогенератор — 1) часть газотурбинного двигателя, состоящая из последовательно расположенных осевого или центробежного компрессора, камеры сгорания и газовой турбины, приводящей компрессор (рис. 1). Термин “Г.” появился в связи с внедрением в авиастроение турбореактивных двухконтурных двигателей. Эти двигатели имеют двух- или трёхзальную схему. В первом случае Г. называется каскад высокого давления, во втором — каскад высокого и среднего давления. Рабочий процесс в Г. осуществляется при наибольших значениях давления, термических и механических нагрузок. Большая часть прочностных и газодинамических проблем, возникающих при создании газотурбинного двигателя, связана с Г., поэтому опережающая экспериментальная отработка Г. может сократить сроки создания и доводки газотурбинного двигателя. Однотипность конструктивной схемы Г. для газотурбинных двигателей различных принципиальных схем (турбореактивных двигателей, турбореактивных двухконтурных двигателей, турбовинтовых двигателей) позволяет создавать семейства двигателей различных типов и назначения на основе базовой конструкции Г. (рис. 2), причём максимальные и минимальные значения тяги (мощности) двигателей одного семейства могут отличаться в несколько раз. Такой метод создания двигателей находит широкое практическое применение. Наряду с термогазодинамическими параметрами рабочего процесса важным конструктивным показателем Г., характеризующим размеры проточной части и определяющим тягу (мощность) базируемых на его основе газотурбинного двигателя, является размерность Г., представляющая собой приведённый расход воздуха в выходном сечении компрессора: {{формула}}. где G0 — максимальный приведенный расход во входном сечении компрессора, {{}}к — максимальное значение степени повышения давления в компрессоре. Наименьшее значение {{G0вых}} имеют Г. вертолётных газотурбинных двигателей и турбовинтовых двигателей лёгких самолётов: {{G0вых}} = 0,2—2,5 кг/с. У Г. современных турбореактивных двухконтурных двигателей для до- и сверхзвуковых самолётов {{G0вых}} = 2—9 кг/с. В Г. одноконтурных турбореактивных двигателей {{G0вых}} достигает 35 кг/с. Необходимая тяга (мощность) газотурбинных двигателей получается сочетанием базового Г. с турбовентилятором (турбокомпрессором), имеющим соответствующие значения расхода воздуха и степени повышения давления в вентиляторе (компрессоре низкого давления), или со свободной турбиной (для турбовального газотурбинного двигателя). Конструкция базового Г. должна быть рассчитана на различные значения давления и температуры рабочего тела в различных газотурбинных двигателях.

2) Часть турбонасосного агрегата (турбонасосный агрегат) жидкостного ракетного двигателя — устройство, в камере которого в результате реакций окисления (двухкомпонентное топливо) или разложения (однокомпонентное топливо) вырабатывается горячий газ (температура 200—900{{°}}С), являющийся рабочим телом для привода турбины турбонасосного агрегата, насосы которого обеспечивают подачу топлива в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя. Для наддува топливных баков, работы системы управления.

М. М. Цховребов.

Рис. 1. Схема газогенератора: 1 — компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина.

Рис. 2. Семейство двигателей на основе базового газогенератора; 1 — базовый газогенератор; 2 — ТРДФ, относительная тяга на взлётном режиме {{P}} = 1; 3 — ТРДДФ, {{P}} = 3; 4 — ТРДДФ (форсажная камера в наружном контуре), {{P}} = 5; 5 — ТРДД, {{P}} = 3; 6 — ТВД, {{P}} = 4 (заштрихованы каскады низкого давления двигателя; голубые области соответствуют базовому газогенератору).

газодинамическое управление летательным аппаратом — создание управляющих сил и моментов для изменения (или сохранения) пространственного, положения летательного аппарата с помощью реактивных струй. Методы и средства Г. у. разнообразны. В ракетной и космической технике широко применяются реактивные системы ориентации и стабилизации летательного аппарата с разнесёнными относительно его центра масс неподвижными реактивными двигателями, а также поворотные двигатели и другие способы отклонения реактивной струи (например, с помощью газовых рулей — поворотных пластин из огнеупорного материала, установленных на выходе из сопла) для управления траекторией движения летательного аппарата. В авиации управление вектором тяги основного двигателя является одним из способов осуществления вертикального взлёта и посадки самолёта, но оно может также использоваться и для управления полётом манёвренных самолётов (самолётов вертикального взлёта и посадки и обычных) наряду с аэродинамическими органами управления.

На самолёт вертикального взлёта и посадки система Г. у. обеспечивает стабилизацию и управление летательным аппаратом на вертикальных режимах и на малых скоростях полёта, когда аэродинамические силы отсутствуют или малы. В этих целях могут, например, использоваться струйные рули — сопла, установленные на концах крыла и фюзеляжа, из которых истекает сжатый воздух, отбираемый от компрессора двигателя (см. рис.). В горизонтальном полёте с большой скоростью управление и стабилизация самолёт вертикального взлёта и посадки осуществляются аэродинамическими поверхностями. Другим примером летательного аппарата, оснащённого органами аэродинамического и Г. у., являются воздушно-космические аппараты типа крылатого орбитального корабля многоразового использования “Буран” (на нём Г. у. включается на орбите и при спуске в верхних слоях атмосферы). Предполагается применение Г. у. и на винтокрылых летательных аппаратах. В 80-х гг. на экспериментальных образцах испытана струйная система путевого управления вертолётом, заменяющая рулевой винт.

Система газодинамического управления самолета с вертикальным взлетом и посадкой Бритиш аэроспейс “Харриер” : 1 — подъёмно-маршевый двигатель; 2 — трубопроводы подвода сжатого воздуха; 3, 6 — сопла управления креном самолета; 4 — сопло управления рысканием; 5, 7 — сопла управления тангажом.

газообразное топливо — различные газообразные вещества, окисление которых сопровождается значительным выделением теплоты. Г. т. обладает рядом преимуществ перед жидкими и твёрдыми топливами. При сжигании газов не образуется золы. Основной недостаток Г. т. — малая плотность. К Г. т. относятся водород, лёгкие углеводороды (метан, пропан, бутан и др.), природный и попутный нефтяной газы и другие смеси в основном углеводородных газов. Г. т. значительно различаются по свойствам и теплотехническим характеристикам. Сжиженные водород, индивидуальные углеводороды (метан, пропан), природный и попутный нефтяной газы рассматриваются как возможные топлива для авиационных силовых установок.

газотурбинный двигатель (ГТД) — тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина. Рабочее тело (воздух) сжимается в компрессоре и после подвода теплоты расширяется в газовой турбине, отдавая ей часть энергии, необходимую для привода компрессора. Основная часть энергии нагретых газов используется для получения с помощью той же или дополнительной турбины полезной механической работы на валу двигателя, например, для вращения воздушного или несущего винта (турбовинтовой двигатель, турбовальный двигатель), или для увеличения кинетической энергии газов, создающих реактивную тягу (турбореактивный двигатель). Если нужно получить еще большую тягу, применяют вторичный подогрев этих газов в форсажных камерах сгорания для увеличения скорости истечения газов.

Авиационные ГТД имеют высокие технические показатели. Степень повышения давления в компрессорах достигает 30, а температура газов перед турбиной 1650{{ }}К и выше. Эффективный коэффициент полезного действия у лучших двигателей составляет в дозвуковом полёте 40—43 %, а при больших сверхзвуковых скоростях (Маха числа полёта М = 2,5—3) превышает 50%. Стартовая мощность турбовинтовых и турбовальных ГТД 100—10000 кВт, а стартовая тяга реактивных газотурбинных двигателей от несколько кН до 300 кН. Авиационные ГТД развивают на 1 кг массы в стартовых условиях 5—7 кВт мощности и 50— 80 H реактивной тяги (последнее значение — при использовании форсажных камер).

Начало применения газотурбинных двигателей в авиации относится к 1944. В 50—60-х гг. ГТД стал основным типом авиационного двигателя. ГТД применяются также на других видах транспортных аппаратов (автомобили, корабли и др.) и в различных установках (передвижные электростанции, агрегаты газоперекачки и др.). Часто для этих целей используются специальные модификации авиационных ГТД с пониженными параметрами.

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

В. А. Сосунов.

гайдроп (английское guide rope, буквально — направляющий канат) — толстый длинный канат, используемый при посадке дирижаблей (не имеющих движителей с изменяемым вектором тяги), спортивных аэростатов (наполненных водородом или светильным газом), стратостатов и субстратостатов некоторых видов. На дирижаблях, взлетавших без затяжеления (то есть только вследствие аэростатической подъёмной силы), Г. сбрасывался при посадке на минимальной скорости полёта с высоты 50—100 и для приёма его стартовой командой. Посадка дирижабля с использованием Г. требовала большого числа людей и занимала много времени. После подтягивания дирижабля за Г. стартовая команда за поручни принимала гондолу на руки. Затем дирижабль, удерживаемый за поясные стропы и гондолу, загружался балластом и устанавливался на причальной мачте или заводился в эллинг.

При полётах спортивных аэростатов, субстратостатов и стратостатов с оболочками из прорезиненных материалов Г. служит для смягчения посадки (уменьшает скорость снижения) и автоматического регулирования высоты при низком полёте, когда часть спущенного Г. волочится по земле (при этом уменьшается также скорость дрейфа, см. рис.).

В нижний конец Г. заделывается стальной трос длиной 10 м, диаметр которого (в зависимости от прочности Г.) составляет от 6 до 10 мм. При посадке спортивных тепловых аэростатов, дрейфующих аэростатов и стратостатов с плёночными оболочками Г. не применяется.

Ход аэростата на гайдропе.

гак — см. Тормозной крюк.

Гаккель Яков Модестович (1874—1945) — русский советский учёный и конструктор в области самолетостроения и тепловозостроения, заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1940). Окончил Петербургский электротехнический институт (1897). За участие в студенческих революционных организациях был сослан на 5 лет в Сибирь, где руководил постройкой и эксплуатацией одной из первых в России гидроэлектростанций (близ г. Бодайбо, на Ленских приисках). Вернувшись из ссылки, преподавал в Электротехническом институте (с 1921 профессор). С 1936 в Ленинградском институте инженеров железнодорожного транспорта. В 1909—1912 спроектировал и построил ряд оригинальных самолётов, в том числе биплан “Гаккель-III” (рис. в таблице IV), одностоечный биплан “Гаккель-IV” с двигателем мощностью 73,6 кВт, первый в России гидросамолёт-амфибию “Гаккель-V”, биплан “Гаккель-VII”, на втором экземпляре которого Г. В. Алехнович установил национальный рекорд высоты полёта (1350 м) и который получил большую золотую медаль на Международной воздухоплавательной выставке в Москве (1912), подкосный моноплан “Гаккель-IХ” (рис. в таблице V) и др. По проекту Г. в СССР был построен один из первых в мире мощных (735 кВт) работоспособных тепловозов. Награждён орденом Трудового Красного Знамени, медалями.

Лит.: Самолеты Я. М. Гаккеля, “Вестник воздушного флота”, 1952, №4, с. 94—95; Бычков В. И., Самолеты Я. М. Гаккеля, в кн. Авиация в России, 2 изд., М., 1988, с. 244—250.

Я. М. Гаккель.

“Гаккель-III” (Г-III) — самолёт, построенный в 1910 Я. М. Гаккелем. Биплан (рис. в таблице IV) деревянной конструкции с фюзеляжем и хвостовым оперением. Длина самолёта 7,5 м, размах крыльев 7,5 м, их суммарная площадь 29 м2. Обтяжка крыльев и фюзеляжа из прорезиненной ткани и полотна. Для управления самолётом по крену использовалось перекашивание (гоширование) крыльев. Двигатель “Аизани” мощностью 25,7 кВт. Полётная масса 560 кг. Полёт на Г-III, выполненный В. Ф. Булгаковым 6 (19) июня 1910 на Гатчинском аэродроме под Петербургом, стал одним из первых в России полётов самолёта отечественной постройки.

Галеркина — Бубнова метод — см. в статье Флаттер.

Галлай Марк Лазаревич (р. 1914) — советский лётчик-испытатель, полковник, Герой Советского Союза (1957), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), доктор технических наук (1972), писатель. Окончил Ленинградский политехнический институт (1937), школу лётчиков и курсы лётчиков-инструкторов Ленинградского аэроклуба (1936).

Участник Великой Отечественной войны. Совершил около 80 боевых вылетов. Работал в Центральном аэрогидродинамическом институте, ЛИИ и других организациях. Проводил испытания на флаттер, устойчивость и управляемость, радиолокационного оборудования, взлётно-посадочных устройств. Ведущий лётчик-испытатель самолётов МиГ-9, Ту-4, 3М, вертолётов Ми-1 и Як-100. Инструктор-методист первой группы советских лётчиков-космонавтов (1960—1961), Награждён 3 орденами Ленина, 4 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденами Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями.

Соч.: Через невидимые барьеры, М., 1960; Испытано в небе. М., 1963.

М. Л. Галлай.

“Галф Эр” (Gulf Air) — авиакомпания княжества Бахрейн. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Азии, Африки, а также в США. Основана в 1950. В 1989 перевезла 3 миллиона пассажиров, пассожирооборот 6,02 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 24 самолёта.

“Галфстрим аэроспейс” — см. “Гольфстрим аэроспейс”.

гаргрот — объёмный продольный обтекатель на фюзеляже самолёта, закрывающий проводку управления, трубопроводы и электропровода, выступающие за основные габариты фюзеляжа, и обеспечивающий удобство подхода к ним в эксплуатации.

Гареев Муса Гайсинович (1922—1987) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (дважды 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил военную авиационную школу (1942), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1951), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1959). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи штурмового авиаполка. Совершил около 250 боевых вылетов. После войны в Военно-воздушных силах. Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1954. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Богдана Хмельницкого 3-й степени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Трудового Красного Знамени, 3 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в поселке Ташчишма Илишевского района Башкирии.

М. Г. Гареев.

Гарнаев Юрий Александрович (1917—1967) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1966), Герой Советского Союза (1964), Окончил Энгельсскую военную авиационную школу лётчиков (1939). Участник Великой Отечественной войны. С 1951 на испытательной работе. Испытывал высотные скафандры, средства спасения лётчиков реактивных самолётов, системы дозаправки самолётов в воздухе. Проводил исследовательские полёты на вертолётах конструкции Н. И. Камова, М. Л. Миля, А. С. Яковлева. Испытал летательный аппарат вертикального взлёта и посадки типа “Турболёт” (1957), Провёл эксперимент по отстрелу лопастей на вертолёте Ми-4 (1958). Участвовал в подготовке космонавтов к полетам в условиях невесомости в специально оборудованных самолётах-лабораториях. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамена, медалями. Погиб при оказании помощи в тушении с вертолёта Ми-6 лесных пожаров во Франции. Памятник в г. Ле-Ров близ Марселя (Франция).

Лит.: Проверено на себе. Документы, дневники, воспоминания о Юрии Гарнаеве, 3 изд., М., 1986.

Ю. А. Гарнаев.

“Гарретт Тербин Энджин” (Garrett Turbine Engine Co) — двигателестроительная фирма США. Является отделением концерна “Гарретт”, основанного в 1936. Современное название с 1981. Крупнейший в зарубежных странах производитель авиационных газотурбинных двигателей малой и средней мощности, разработку и производство которых ведёт с 1946. К началу 80-х гг. выпустила до 70% всех газотурбинных двигателей мощностью от 46 до 1865 кВт, произведенных в США и Западной Европе. Газотурбинные двигатели фирмы используются главным образом в авиации общего назначения и на лёгких транспортных самолётах. К основной продукции конца 80-х гг. относятся турбовинтовой двигатель TPE331 (T76), турбореактивные двухконтурные двигатели ATF3 (F104), TFE76 (F109), TFE731. Основные данные некоторых двигателей фирмы приведены в таблице.

Табл. — Двигатели фирмы “Гаррет тёрбин энджин”

Основные данные

ATF3-6 (F104-GA-100) (ТРДД)

7FE731-3 (ТРДД)

TPE331-3 (ТВД)

TFE76 (F-109) (ТРДД)

Тяга, кН

22,5

16,5

-

5,92

Мощность. кВт

-

-

904

-

Масса, кг

430-440

335—343

161

190

Диаметр (макс.) м

0,85

0,716**

0,66

0,756

Удельный расход топлива: на взлётном режиме

 

 

 

 

 

 

 

 

г/(кВт*ч)

-

-

267

-

кг/(Н*ч)

0,0485

0,0516

-

0,0399

на крейсерском режиме

 

 

 

 

 

 

 

 

кг/(Н*ч)

0,08*

0,083*

-

-

Расход воздуха, кг/с

73,5

53,7

3,54

23,7

Степень повышения давления

21

14,6

10,37

20,7

Степень двухконтурности.

2,8

2,8

-

5

Температура газа перед турбиной, К

1448

1353

1278

1353—1423

Применение (летательные аппараты)

Административный самолёт Дассо “Фалькон” 200, патрульно-разведывательный самолёт HU-25

Административные самолёты Дассо “Фалькон” 50, Локхид “Джетсгар” 2, Рокуэлл “Сейбрлайнер” 55 и др

Пассажирские самолёты Бритиш азроспейс “Джетстрим" III, Фэрчайлд “Метро”, “Мерлин” III и IV

Тренировочный самолёт “Джет Скволус”

 

* Высота полёта H—12000 м, число Маха полёта M = 0,8. ** На входе.

“Гаруда Индонезия” (Garuda Indonesia) — национальная авиакомпания Индонезии. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Африки, Азии, а также в США, Австралию и Новую Зеландию. Основана в 1950. В 1989 перевезла 7,6 миллионов пассажиров, пассажирооборот 14,73 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 75 самолётов.

Гарф Борис Арнольдович (1907—1982) — советский конструктор и воздухоплаватель, кандидат технических наук (1949). Окончил Московский авиационный институт (1930). Разрабатывал мягкие, полужёсткие и полумягкие дирижабли (В-2, В-3, В-5, В-7, “Победа”, “Патриот”, “Малыш”). Был необоснованно репрессирован и в 1937—1939 находился в заключении. В 1940—1942 участвовал в создании ряда планеров и самолётов. В 1942—1947 служил в воздухоплавательной части Воздушно-десантных войск, где руководил постройкой и испытаниями дирижаблей. Разработал гондолу для привязных аэростатов, используемых для подготовки парашютистов, а также герметичную гондолу для стратостата.

Соч.: Проектирование металлических конструкций дирижаблей, М. — Л., 1936 (совместно с В. И. Никольским).

Б. А. Гарф.

гаситель колебаний — то же, что демпфер.

гаситель подъемной силы — см. в статье Интерцептор.

Гастелло Николай Францевич (1908—1941) — советский лётчик, капитан, Герой Советского Союза (1941, посмертно). Окончил Луганскую Военную авиационную школу лётчиков (1933). Участник боёв в районе р. Халхин-Гол, советско-финляндской и Великой Отечественной войн. 26 июня 1941 во время боевого вылета снаряд попал в бензобак его самолёта, возник пожар, экипаж бомбардировщика мог воспользоваться парашютами, но Г. направил горящий самолет на скопление немецко-фашистских танков и бензоцистерн, которые взорвались вместе с самолетом. Таран наземной цели, совершённый Г. и членами его экипажа лейтенантами А. А. Бурденюком, Г. Н. Скоробогатым и старшим сержантом А. А. Калининым, стал символом бесстрашия и преданности Родине. Награждён орденом Ленина, медалью. Имя Г. носят улицы во многие городах, посёлки в Магаданской и Сахалинской областях. На месте подвига, близ Радошковичей (Беларусь), героическому экипажу установлен памятник.

Н. Ф. Гастелло.

гатчинская военная авиационная школа. 12 (25) октября 1910 на аэродроме Петербургской офицерской воздухоплавательной школы (ОВШ) в Гатчине начато обучение полетам на аэроплане офицеров-воздухоплавателей (инструктор Г. Г. Горшков). В 1911 при ОВШ был учрежден авиационный отдел для подготовки военных летчиков, который в июле 1914 реорганизован в Г. в. а. ш. Эту школу (или авиационный отдел окончили М. С. Бабушкин, Е. Н. Крутень, Б. Н. Кудрин, Я. И. Нагурский, П. Н. Нестеров, А. В. Панкратьев, М. Т. Слепнёв, А. В. Шиуков и другие известные летчики. 18 апреля 1918 школа реорганизована в 1-ю советскую авиационную школу.

В период Гражданской войны и военной интервенции 1918—1920 она была одной из основных баз подготовки лётных кадров советской авиации.

Гвадалахарская конвенция 1961 — см. в статье Варшавская конвенция 1929.

гелиевая труба — аэродинамическая труба, рабочим газом в которой служит гелий. Получение больших Маха чисел М в аэродинамической трубе при использовании воздуха связано с необходимостью его подогрева для предотвращения конденсации в сопле и рабочей части. Так, при М = 15 температура торможения воздуха должна быть не ниже 2000{{ }}К. Высокая температура потока и наличие подогревателя усложняют конструкцию трубы и технику эксперимента. Гелий имеет самую низкую температуру конденсации среди всех известных веществ (T = 1 К при давлении p {{}} 100 Па) и, будучи инертным газом, безопасен в эксплуатации. При температуре торможения в форкамере T0 = 293 К и полном давлении в ней p0 = 10 МПа в трубе реализуются числа М {{}} 30, тогда как в воздухе при тех же условиях максимальное число М = 3,8. По термодинамическим свойствам гелий заметно отличается от воздуха (показатель адиабаты {{γ}} у гелия равен 5/3, у воздуха при умеренных температурах 1,4), поэтому результаты газодинамических экспериментов в Г. т. не могут быть непосредственно перенесены на воздух. Однако Г. т. позволяют получать ценную информацию о физической картине обтекания тел гиперзвуковым потоком газа, служат для апробации различных расчётных методов, а в ряде случаев и для отработки элементов летательного аппарата.

Широкое внедрение в эксперимент и совершенствование Г. т. началось с середины 50-х гг. В Г. т. конца 80-х гг. реализуются потоки с М = 8—50. Типичная схема Г. т. аналогична схеме аэродинамической трубы кратковременного действия. Трубы с большим размером рабочей части обычно оборудуются системами регенерации гелия.

Лит.: Техника гиперзвуковых исследований, пер. с англ., М., 1964.

В. Я. Безменов.

геликоптер (от греческого h{{é}}lix — спираль, винт и pter{{ó}}n — крыло) — принятое за рубежом название вертолёта.

Гельмгольц (Helmholtz) Герман Людвиг Фердинанд (1821—1994) — немецкий физик, математик, физиолог, психолог, иностранный член-корреспондент Петербургской АН (1868). Учился в Военно-медицинском институте в Берлине. С 1849 профессор. С 1888 директор Государственного физико-технического института в Берлине. Заложил основы теории вихревого движения жидкости. Доказал основные теоремы и вывел уравнение для распределения вихрей в пространстве и во времени в движущейся идеальной жидкости. Один из основоположников теории обтекания жидкостью тел с отрывом струй (см. Струйных течений теория). Выдвинул принцип механического подобия.

Соч.: Два исследования по гидродинамике, пер. с нем., М., 1902.

Г. Л. Ф. Гельмгольц.

Гельмгольца — Кирхгофа теория обтекания — подход к исследованию безвихревых течений идеальной несжимаемой жидкости при наличии поверхностей тангенциального разрыва в отсутствие массовых сил; был предложен Г. Гельмгольцем в 1868 и Г. Кирхгофом в 1869. Наиболее эффективно этот метод используется для исследования плоских течений. В задачах обтекания тел безграничным однородным потоком анализ базируется на схеме течения (рис., а), характерной особенностью которой является отход линий тока от поверхности обтекаемого контура в точках B1 и B2. Эти свободные линии тока есть линии тангенциального разрыва, отделяющие область потенциального течения I от застойной зоны II. Так как давление в покоящейся невесомой жидкости постоянно, то в зоне II оно равно давлению на бесконечности, а вследствие его непрерывности при переходе через свободные линии тока B1C2 и B1C2 значение скорости на каждой из них в силу Бернулли уравнения равно значению скорости V{{}} невозмущенного потока. Форма свободных линий тока подлежит определению. Задача решается в плоскости комплексного переменного z = x + iy с началом координат в критической точке A. Если ввести комплексный потенциал {{ω}} = {{φ}} + i{{ψ}} такой, что потенциал скорости {{φ}}(х, у) и функция тока {{ψ}}(x, у) в точке A принимают нулевые значения, то в плоскости {{ω}} области течения I соответствует вся плоскость кроме разреза вдоль положительной оси {{φ}} (рис., б). Между плоскостью {{ω}} и областью течения I в плоскости z существует взаимно-однозначное соответствие, нахождение которого и решает задачу. Вместо отыскания зависимости между z и {{ω}} Кирхгоф поставил задачу о так называемом конформном отображении разрезанной плоскости {{ω}} на ту часть плоскости переменной {{ξ}} = dz/d{{ω}} = 1/{{V}} = exp(i{{Θ}})/V, которая соответствует области течения I в плоскости z (здесь {{V}} — величина; комплексно-сопряжённая скорости Vехр(i{{Θ}}), V и {{Θ}} — модуль и угол наклона к оси x вектора скорости V). Н. Е. Жуковский (1890) и английский учёный Митчелл (1890) видоизменили метод Кирхгофа путём введения переменкой {{ξ}} = ln(V{{}}/{{V}}) = ln(V{{}}/V) + i{{Θ}}. В обоих случаях отыскание конформного отображения проводится достаточно просто при обтекании контуров, состоящих из прямолинейных отрезков. Для анализа обтекания тела с криволинейным контуром метод был модифицирован в 1907 итальянским учёным Т. Леви-Чивита введением переменной {{ξ}} = iln{{V}} = {{Θ}} + ilnV.

Типичным примером является обтекание плоской пластины шириной 2b, установленной перпендикулярно потоку; решение задачи показывает, что свободные линии тока, простираясь вниз по потоку, асимптотически приближаются к параболе y2 = 8bx/({{π}} + 4), а коэффициент сопротивления (смАэродинамические коэффициенты) cx = 2{{π}}/({{π}} + 4) = 0,88 и значительно отличается от экспериментального значения cx = 2,0. Это различие обусловлено значительно более низким уровнем давления на задней стороне пластины (см. Донное сопротивление) и связано с неустойчивостью тангенциальных разрывов в жидкости. Поэтому в реальных потоках отрывная зона позади тела не простирается до бесконечности и имеет размеры порядка размеров обтекаемого тела; течение в следе аэродинамическом является нестационарным. Г. — К. т. о. широко применяется в гидродинамике капельной жидкости для анализа плоских и осесимметричных задач: глиссирование, истечение струй из отверстий и насадок и т. д.

Лит. смотри при статье Гидродинамика.

В. А. Башкин.

Схема обтекания (а) тела в физической плоскости и отображение (б) области потенциального течения I на плоскость комплексного потенциала {{ω}}; точки A, B1, B2, C1, C2 на плоскости z переходят соответственно в точки A', B1', B2', C1', C2' на плоскости {{ω}}.

геометрические характеристики летательного аппарата — определяют размеры и форму летательного аппарата и его основных частей (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и др.) в базовой системе координат летательного аппарата. Выражаются в абсолютных (линейные и угловые размеры, площади) и относительных (безразмерных) величинах. Г. х. летательного аппарата в целом включают его габаритные размеры: длину, высоту, размах крыла самолёта, диаметр несущего винта вертолёта и т. п. К важным Г. х. самолёта принадлежат также площадь крыла, хорда крыла, профиль крыла, угол стреловидности крыла, угол установки крыла, углы крутки крыла, угол поперечного V крыла, диаметр фюзеляжа, плечо вертикального (ВО) и горизонтального (ГО) оперения (см. Плечо оперения), база шасси, колея шасси. Распространёнными безразмерными Г. х. являются удлинение крыла и фюзеляжа, сужение крыла, относительные площади ВО и ГО, органов управления и устройств механизации крыла (в долях от площади крыла или — для рулей высоты и направления — от площади соответствующего оперения). Аэродинамические поверхности стабилизации, управления и механизации имеют набор Г. х., сходных с Г. х. крыла. К Г. х. принято также относить углы отклонения органов управления и устройств механизации. Г. х. вертолётов включают (наряду с диаметром несущего винта) ометаемую площадь несущего винта, заполнение несущего винта, угол заклинения несущего винта, коэффициент перекрытия несущих винтов и др.

Г. х. оказывают существенное влияние на аэродинамические, весовые, летно-технические и другие характеристики летательного аппарата, на его устойчивость и управляемость.

герметизация — обеспечение непроницаемости стенок и соединений в деталях, узлах и агрегатах летательного аппарата для предотвращения утечек газов и жидкостей. Различают Г. полную и неполную. Выбор методов и технологии Г. на летательном аппарате определяется назначением детали, узла, конструкции, характером действующих нагрузок и предполагаемой деформацией соединения. Для Г. пористых деталей (например, литых) в основном применяют пропитку их герметиками, в том числе анаэробными. Г. деталей из композиционных материалов производят креплением к ним непроницаемых плёнок. Для Г. проёмов люков применяют прокладки, формуемые из герметиков (непосредственно по месту уплотнения) и из резины. На подвижных соединениях и вращающихся валах ставят сальниковые, лабиринтные и другие уплотнения. Для Г. металлических неразъёмных соединений часто используют сварку, пайку, развальцовку, расчеканку, а также создают в местах сопряжения деталей натяг. Г. соединений с точечным и прерывистым силовым швом производится герметизирующими составами, которые после нанесения на шов и вулканизации в рабочем состоянии обладают достаточной эластичностью, прочностью, хорошей адгезией, коррозионной стойкостью и способностью не разрушаться под действием рабочей среды. Герметизирующие составы — полимерные композиции на основе синтетических каучуков (полисульфидных, кремнийорганических, кремнийфторорганических, уретановых и др.). Г. большинства заклёпочных, болтовых и других соединений планёра самолёта обеспечивается герметизирующими составами. Существуют 3 основных метода Г.: поверхностный, внутришовный и комбинированный. Перед нанесением герметика необходимы тщательная очистка и обезжиривание поверхностей соединения.

О. А. Брук.

герметики — полимерные композиции пастообразной или вязкотекучей консистенции, предназначенные для герметизации. Широкое применение нашли двухкомпонентные самовулканизующиеся Г., которые представляют собой пастообразные или вязко-текучие композиции на основе жидких каучуков, минеральных наполнителей и других ингредиентов и вулканизующего агента. Их общее свойство — способность под влиянием вводимых в композицию вулканизующих агентов переходить при комнатных температураx из пластичного состояния в эластичное, образуя плотные резиноподобные покрытия на поверхности деталей. Наряду с двухкомпонентными Г. существуют однокомпонентные, которые поставляются в готовом виде в тубах и вулканизуются при контакте с влагой воздуха. Самовулканизующиеся пасты — наиболее распространённый и совершенный вид Г. Свойства самовулканизующихся Г. определяются химической природой основного полимера. В соответствии с этим их разделяют на полисульфидные, фторорганические и кремнийорганические.

Полисульфидные (тиоколовые) Г. обладают высокой стойкостью к действию нефтяных топлив, масел, воды, света, озона. Применяются для поверхностной и внутришовной герметизации соединений, работающих при температураx от —60 до 150{{°}}С. Герметики У-30М и У-30МЭС-5 (разработанные в 1955—1957) позволили обеспечить надёжную герметизацию высотных кабин, а также топливных отсеков. Г. этого типа (в том числе однокомпонентные, например ВИТО-1) широко применяются в конструкциях всех пассажирских самолётов.

Фторорганические Г. обладают стойкостью к различным агрессивным средам. Предназначаются для герметизации соединений, работающих в топливной среде при температурах от -20 до 200{{°}}C. В отличие от другие самовулканизующихся Г. они содержат растворитель, поэтому в большинстве случаев для ускорения их сушки и вулканизации применяется нагрев.

Отличительная особенность кремнийорганических (полисилоксановых) Г. — сочетание высокой тепло- и морозостойкости с устойчивостью к различным факторам старения (тепловому, светоозонному и другим). Разработан широкий ассортимент таких Г., в том числе однокомпонентных, с различными свойствами. В авиастроении наибольшее применение находят герметики У4-21 и У2-28 для поверхностной и внутришовной герметизации кабин сверхзвуковых самолётов и элементов двигателей, а также Г.-компаунды (например, ПК-68), Благодаря технологичности и отсутствию коррозионного воздействия на цветные металлы они широко используются для герметизации авиационных приборов. Большинство кремнийорганических Г. предназначено для работы в воздушной среде при температураx от —60 до 300{{°}}С. Созданы специальные термостойкие (до 400{{°}}С) и морозостойкие Г. (например, УФ-7-21, используемый и в космической технике, способен сохранять эластичность в интервале от —120 до 300{{°}}С), а также Г., способные работать в топливе при температураx от -60 до 250{{°}}С (например, ВГФ-4-10).

Н. Б. Барановская.

гермокабина — изолированный объём летательного аппарата с регулируемыми избыточным давлением воздуха, температурой и т. п., предназначенный для работы экипажа и полёта пассажиров на большой высоте. Необходимые условия в Г. могут обеспечиваться вентиляционной, кислородно-вентиляционной или регенерационной высотными системами (см. Система жизнеобеспечения). Наиболее распространена вентиляционная система с системой кондиционирования воздуха. Вентиляционная система обеспечивает регулирование температуры, влажности и газового состава атмосферы Г., равномерное распределение воздуха вдоль кабины, охлаждение или нагрев воздуха до и после полёта (на земле) и автоматическое поддержание в полёте эксплуатационного давления, различного для самолётов разных типов. Г. могут быть малых объёмов (для лёгких и боевых летательных аппаратов) и больших объёмов (для транспортных и пассажирских летательных аппаратов).

Г. первого типа имеют минимальные размеры, регламентированные специальными нормами; предназначаются для размещения экипажа, приборов и механизмов, служащих для управления и контроля режима полёта летательного аппарата. Г. большого объёма предназначены для размещения экипажа, приборов, пассажиров и груза. Назначение Г. определяет ее размеры. Специальные нормы регламентируют объем Г., приходящийся на одного пассажира, поэтому общие габариты Г. пропорциональны числу размещаемых пассажиров (или массе груза).

Основная нагрузка конструкции Г. — внутреннее избыточное давление, действующее циклически (один цикл — полёт летательного аппарата). Поэтому формы сечения Г. обычно состоят из окружностей или полуокружностей, а днища часто имеют форму сферы. Одновременно в конструкции Г. стремятся максимально сократить число продольных и поперечных стыков в оболочке, применять наиболее надёжные и долговечные материалы для обшивки, шпангоутов и стрингеров, выбирать оптимальные напряжения в обшивке и уменьшать концентрацию напряжений в местах вырезов под проёмы дверей, окон, люков и т. д. На современных летательных аппаратах в целях снижения массы конструкции Г. часто выполняются как единое целое с фюзеляжем, поэтому одновременно с внутренним избыточным давлением на конструкцию действуют и внешние нагрузки.

В. К. Рахилин.

гибридный двигатель — то же, что комбинированный двигатель.

гибридный летательный аппарат — летательный аппарат, у которого для создания подъёмной силы используется сочетание аэростатического и аэродинамического принципов. Идея первых гибридных или комбинированных аэростатических летательных аппаратов, называемых также микстами от латинского mixtus — смешанный), заключалась в использовании аэродинамической подъёмной силы для управления полётом в вертикальной плоскости. В качестве средств создания аэродинамической подъёмной силы рассматривали воздушные винты, а также расположенные под углом атаки корпус летательного аппарата или крыло. Этим также решалась частично проблема балластировки, присущая дирижаблям классической схемы. Одним из первых Г. л. а. был аппарат Розе (Франция), построенный в 1901. Основными. его элементами являлись две сигарообразные оболочки, два вертикальных и два горизонтальных винта и несколько прямоугольных поверхностей, установленных под различными углами атаки. Однако испытания выявили недостаточность вертикальной тяги винтов аппарата, и дальнейшего развития он не получил. В последующем идея Г. л. а. развивалась в направлении увеличения доли аэродинамической составляющей полной подъёмной силы до значения, примерно соответствующего весу полезной нагрузки, и уменьшения доли аэростатической составляющей до уровня, близкого к весу ненагруженного летательного аппарата. Этим наиболее просто мог бы быть реализован принцип безбалластности и обеспечена возможность изменения динамической подъёмной силы для целей управления. Вместе с приобретением новых свойств Г. л. а. теряют преимущества, присущие чисто аэродинамическим и аэростатическим летательным аппаратам. Так, Г. л. а. на основе комбинации корпуса дирижабля и вертолётных несущих винтов утрачивает преимущество дирижабля, заключающееся в малом расходе топлива, и преимущества вертолёта, связанные с возможностью продолжительного зависания и безаэродромного базирования. Среди многочисленных разработок Г. л. а. 70—80-х гг. следует отметить доведённый до реализации проект “Гелистат” американской фирмы “Пясецкий эркрафт”. Аппарат был спроектирован на основе оболочки дирижабля ZPG-2 полужесткой конструкции объёмом 27 тысяч м3 и четырёх вертолётов Сикорский SH-34G. Взлетная масса летательного аппарата 48,6 т. В первом полёте в июле 1986 “Гелистат” потерпел катастрофу и полностью разрушился.

гидравлический удар — резкое повышение давления в трубопроводе при быстром закрытии крана, обусловленное резким торможением потока жидкости. Упругая волна сжатия распространяется от крана вверх по потоку с эффективной скоростью сэ, которая зависит от свойств жидкости и жёсткости трубопровода. Теория Г. у. дана Н. Е. Жуковским (1898); согласно его теории, повышение давления {{Δ}}p в трубопроводе при мгновенной остановке потока жидкости с плотностью {{ρ}}, текущей до остановки со скоростью v, выражается формулой {{Δ}}p = {{ρ}}сэv.

Для абсолютно жёсткого трубопровода сэ равна скорости звука в жидкости с. Так, для воды с = 1500 м/с и при v = l м/с {{Δ}}p = 1,5 МПа. Упругость стенок трубы снижает скорость сэ до значения, которое приближенно рассчитывается по формуле

сэ = (1-d/{{δ}}-E/Ec)-1/2

где d и {{δ}} — диаметр и толщина стенок трубы, E и Ec — модули упругости жидкости и материала стенок трубы (для воды и стали E/Ec {{}} 0,02). При медленном закрытии крана значение {{Δ}}p существенно снижается. Если время закрытия крана tз длина трубы l то при условии ctз > > l приближённо справедлива формула {{Δ}}p = {{ρ}}vl/tз. Поэтому с целью избежания Г. у. клапаны и задвижки в трубопроводах делаются с винтовым приводом, реализующим медленное торможение потока.

При ударе твёрдых тел о воду возникают явления по физическому существу близкие к гидравлическому удару. На плоских поверхностях соприкосновения тела и жидкости в начальный момент времени возникают явления, также определяемые по формуле Жуковского, а внутрь жидкости и тела распространяются волны сжатия. Дальнейшее погружение тела в жидкость порождает сложное течение, изучаемое в теории удара тела о жидкость.

Г. В. Логвинович.

гидравлическое оборудование летательного аппарата — предназначается для привода в действие различных бортовых функциональных систем — потребителей. Г. о. содержит источники давления (насосы, гидроаккумуляторы), баки с рабочей жидкостью, трубопроводы, арматуру, различные клапаны, фильтры, гасители пульсаций, приборы контроля, защиты и сигнализации. В число потребителей гидравлической энергии входят исполнительные механизмы отклонения органов управления (гидроусилители, рулевые приводы, рулевые машинки), уборки и выпуска шасси, управления воздухозаборниками двигателей, тормозные механизмы колес шасси и т. д. Работа насосов без кавитации при полёте летательного аппарата в разреженной атмосфере или космосе достигается созданием герметичного Г. о. с избыточным давлением внутри него. Поддержание рабочего давления в заданных пределах осуществляется стабилизаторами давления (регуляторами насосов, автоматами разгрузки). Для защиты Г. о. от перегрева используются топливожидкостные теплообменники. В целях безопасности полётов Г. о. обычно выполняется с резервированием (кратность 2—4). На некоторых летательных аппаратах дополнительно устанавливают аварийное Г. о., которое при отказе основной системы приводится в действие ветродвигателями, выдвигаемыми в воздушный поток, электродвигателями или газовыми турбинами с приводом от вспомогательной силовой установки.

Масса Г. о. составляет 1—1,5% взлётной массы для тяжёлых, 2—3% для лёгких манёвренных самолётов и 1—2% для вертолётов. Установочная мощность Г. о. различных летательных аппаратов от 0,75 кВт до 2 МВт, давление от 7 до 28 МПа, объём рабочей жидкости от 6 до 850 л, длина трубопроводов от 40 до 5000 м, рабочий диапазон температур от —60 до 180{{°}}С. Преимущества Г. о. перед электрическими и пневматическими системами заключаются в достижении значительных удельных сил и мощностей, в широких пределах плавного изменения скоростей перемещения механизмов и высокой степени устойчивости к внешним нагрузкам. До 40-х гг. в основном применялись простейшие гидропередачи с ручным приводом. С середины 30-х гг. до середины 50-х гг. в военной авиации и ракетной технике использовалось Г. о. с комплексными автономными электрогидравлическими приводами, питаемыми бортовой электросетью. С 50-х гг. широкое распространение получило Г. о. с приводом от маршевого двигателя, включающее насосы постоянной подачи с автоматом нагрузки или насосы переменный подачи. Г. о. с приводом от электродвигателей применяется на летательных аппаратах с невысокой мощностью насосов. С 80-х гг. внедрены насосы переменный подачи с электромагнитным клапаном разгрузки.

А. Г. Тер-Симонян.

гидроаэродром — специально подготовленный водный участок и прилегающая прибрежная территория, включающие комплекс сооружений и оборудования для обеспечения эксплуатации гидросамолётов.

Г. располагают на морях, реках, озёрах и искусственных водоёмах. Г. состоит из 3 основных зон — лётной, служебно-технической и жилой. Лётная зона — участок водной поверхности (акватория), подготовленный для взлёта и посадки, руления и стоянки, обслуживания и хранения гидросамолётов,, а также для движения плавучих средств. Акватория Г. состоит из лётного бассейна, полосы руления и гавани. Лётный бассейн предназначается для взлёта и посадки гидросамолётов. На речных Г. лётный бассейн имеет форму лётной полосы длиной около 1 км и шириной около 100 м. На морских и озёрных Г. лётный бассейн может иметь форму круга, квадрата или прямоугольника и позволяет производить взлёт и посадку во многих направлениях. Полоса руления окаймляет лётный бассейн и предназначена для руления гидросамолётов до взлёта и после посадки. Гавань служит для стоянки и обслуживания гидросамолетов на плаву, а также для стоянки плавучих средств обслуживания гидросамолётов. Акватория Г. должна иметь свободные воздушные подходы в направлениях взлёта и посадки. На береговом участке, примыкающем к акватории, располагаются служебно-техническая и жилая зоны Г. Служебно-техническая зона состоит из зданий для обслуживания пассажиров, обработки грузов, управления полётами и сооружений — причалов, пирсов, гидроспусков, складов для хранения авиатоплива и масел, авиаремонтных мастерских и др.

А. П. Журавлёв.

План гидроаэродрома: 1 — лётный бассейн; 2 — плавучие оградительные знаки; 3 — гавань; 4 — мол; 5 — пассажирская пристань; 6 — аэровокзал; 7 — привокзальная площадь; 8 — гараж; 9 — стоянки гидросамолётов на плаву; 10 — стапель; 11 — грузоподъёмный кран; 12 — рулёжные дорожки; 13 — манёвренные площадки; 14 — ангары; 15 — открытые стоянки; 16 — служебные здания; 17 — склад запасных частей; 18 — хранилище горючего; 19 — пожарное депо; 20 — здание охраны; 21 — пристань для плавучих средств; 22 — жилые дома; 23 — авиаремонтные мастерские.

гидродинамика — раздел механики сплошных сред, в котором изучаются закономерности движения жидкости и её взаимодействие с погружёнными в неё телами. Поскольку, однако, при относительно небольших скоростях движения воздух можно считать несжимаемой жидкостью, законы и методы Г. широко используются для аэродинамических расчётов летательных аппаратов при малых дозвуковых скоростях полёта. Большинство капельных жидкостей, например, вода, обладают слабой сжимаемостью, и во многих важных случаях их плотность {{ρ}} можно считать постоянной. Однако сжимаемостью среды нельзя пренебрегать в задачах взрыва, удара и других случаях, когда возникают большие ускорения частиц жидкости и от источника возмущений распространяются упругие волны.

Фундаментальные уравнения Г. выражают собой сохранения законы массы (импульса и энергии). Если предположить, что движущаяся среда является ньютоновской жидкостью и для анализа её движения применить метод Эйлера, то течение жидкости будет описываться неразрывности уравнением, Навье — Стокса уравнениями и энергии уравнением. Для идеальной несжимаемой жидкости уравнения Навье — Стокса переходят в Эйлера уравнения, а уравнение энергии выпадает из рассмотрения, поскольку динамика течения несжимаемой жидкости не зависит от тепловых процессов. В этом случае движение жидкости описывается уравнением неразрывности и уравнениями Эйлера, которые удобно записать в форме Громеки — Ламба [по имени русский учёного И. С. Громеки и английского учёного Г. Ламба (Н. Lamb)]:

divV = 0,

{{формула}}

где V — вектор скорости, {{ω}} = rotV — вектор завихренности, F — вектор массовой силы, р — давление гидродинамическое.

Для практических приложений важны интегралы уравнений Эйлера, которые имеют место в двух случаях:

а) установившееся движение при наличии потенциала массовых сил (F = -gradΠ); тогда вдоль линии тока будет выполняться Бернулли уравнение

{{формула}}

правая часть которого постоянна вдоль каждой линии тока, но, вообще говоря, меняется при переходе от одной линии тока к другой. Если жидкость вытекает из пространства, где она покоится, то постоянная Бернулли H одинакова для всех линий тока;

б) безвихревое течение: ({{ω}} = rotV = 0. В этом случае V = grad{{φ}}, где {{φ}} — потенциал скорости, и массовые силы обладают потенциалом. Тогда для всего поля течения справедлив интеграл (уравнение) Коши — Лагранжа д{{φ}}/дt + V2/2 + p/{{ρ}} + П = H(t). В обоих случаях указанные интегралы позволяют определить поле давлений при известном поле скоростей.

Интегрирование уравнения Коши — Лагранжа в интервале времени {{Δ}}t{{}}0 в случае ударного возбуждения течения приводит к соотношению, связывающему приращение потенциала скорости с импульсом давления pi. Для произвольной точки пространства имеем

{{формула}}

Всякое движение первоначально покоящейся жидкости, вызванное силами веса или нормальными давлениями, приложенными к её границам, потенциально. Для реальных жидкостей, обладающих вязкостью, условие {{ω}} = 0 выполняется лишь приближённо: вблизи обтекаемых твёрдых границ существенно сказывается вязкость и образуется пограничный слой, где {{ω ≠ }}0. Несмотря на это, теория потенциальных течений позволяет решать ряд важных прикладных задач.

Поле потенциального течения описывается потенциалом скорости {{φ}}, который удовлетворяет уравнению Лапласа

divV = {{Δφ}} = 0.

Доказано, что при заданных граничных условиях на поверхностях, ограничивающих область движения жидкости, его решение единственно. В силу линейности уравнения Лапласа справедлив принцип суперпозиции решений и, следовательно, для сложных течений решение можно представить как сумму более простых течений (см., например, статью Источников и стоков метод). Так, при продольном обтекании однородным потоком отрезка с распределёнными по нему источниками и стоками с равной нулю суммарной интенсивностью образуются замкнутые поверхности тока, которые можно рассматривать как поверхности тел вращения, например, корпуса летательного аппарата.

Если в неограниченной области задана некоторая замкнутая поверхность S и n есть единичный вектор нормали к этой поверхности, направленный внутрь жидкости, то импульс силы В, сообщённый жидкости движением этой поверхности, и кинетическая энергия жидкости T будут определяться формулами

{{формула}}

Для твёрдых движущихся тел величины B и T можно выразить через присоединённые массы и скорости тел. В частности, при движении тела без вращения вдоль оси x со скоростью Vx, имеем Bx = {{λ}}xVx и T = {{λ}}xV2x/2, где {{λ}}x, — присоединённая масса в направлении оси x, пропорциональная плотности жидкости и зависящая только от размеров и формы тела. Сила R, действующая на жидкость со стороны тела, есть R = dB/dt или VxR = dT/dt. Поэтому при поступательном равномерном движении твёрдого тела в идеальной жидкости B = const и, следовательно, R = 0 (Д'Аламбера — Эйлера парадокс). При движении тела в реальной жидкости всегда возникают гидродинамические силы из-за его взаимодействия с жидкостью. Одна часть суммарной силы обусловлена присоединёнными массами и пропорциональна скорости изменения связанного с телом импульса примерно так же, как в идеальной жидкости. Другая часть суммарной силы связана с образованием следа аэродинамического за телом, который формируется в течение всей истории движения. След влияет на поле течения вблизи тела, поэтому численное значение присоединённой массы может не совпадать с его значением для аналогичного движения в идеальной жидкости. След за телом может быть ламинарным или турбулентным, может образовываться свободными границами, например, за глиссером.

Аналитические решения нелинейных задач, связанных с пространственным движением тел в жидкости при наличии следа, удаётся получить лишь в некоторых частных случаях.

Плоскопараллельные течения исследуются методами теории функций комплексного переменного; эффективно решение некоторых задач гидродинамики методами вычислительной математики. Приближенные теории получаются путём рациональной схематизации картины течения, применения теорем сохранения, использования свойств свободных поверхностей и вихревых течений, а также некоторых частных решений. Они разъясняют суть дела и удобны для предварительных расчётов. Например, при быстром погружении в воду клина с углом полураствора {{β}}к возникает существенное движение свободных границ в области брызговых струй. Для оценки сил важно оценить эффективную смоченную ширину клина, которая значительно превышает соответствующую величину при статическом погружении острия на ту же глубину h. Приближенная теория для симметричной задачи показывает, что отношение динамической смоченной ширины 2a к статической близко к {{π}}/2 и приводит к следующим результатам: a = 0,5{{π}}hctg{{β}}, где {{β}} = {{π}}/2-{{β}}к, удельная присоединённая масса m* = 0,5{{πρ}}a2/({{β}}) [f({{β}}) {{}} 1-(8 + {{π}})tg{{β}}/{{π}}2 для {{β}} < 30{{°}}], B = m*dh/dt — вертикальный компонент удельного импульса, F = d(m*dh/dt)/dt —сила давления клина на жидкость.

При установившемся глиссировании килеватой пластинки со скоростью V{{}} течение в поперечной плоскости непосредственно за транцем весьма близко к течению, возбуждённому погружающимся клином. Поэтому приращение вертикального компонента импульса сообщаемого жидкости в единицу времени, близко к BV{{}} = m*V{{}}dh/dt. Импульс жидкости направлен вниз; реакция, действующая на тело, есть подъёмная сила Y. Для малых углов атаки {{α}} dh/dt = {{α}}V{{}}, и Y = m*(h)V2{{α}}.

За телом, движущимся в неограниченной жидкости с постоянной скоростью V{{}} и обладающим подъёмной силой Y, образуется вихревая пелена, которая далеко за телом сворачивается в 2 вихря с циркуляцией скорости Γ и расстоянием l между ними, которые замыкаются начальным вихрем. Вследствие взаимодействия эта пара вихрей наклонена к направлению движения на угол {{α}}, определяемый соотношением sin{{α}} = Γ/(2{{π}}/V{{}}). Из теорем о вихрях следует, что импульс сил B, который нужно приложить к жидкости для возбуждения замкнутой вихревой нити с циркуляцией Γ и площадью диафрагмы S, ограниченной этой вихревой нитью, равен {{ρ}}ΓS и направлен перпендикулярно плоскости диафрагмы. В рассматриваемом случае Γ = const, скорость приращения диафрагмы dS/dt = lV{{}}/cos{{α}}, вектор гидродинамической силы R = dB/dt и, следовательно, Y = {{ρ}}V{{}} и индуктивное сопротивление Xинд = {{ρ}}V{{}}tg{{α}}инд, причем {{α}}инд = {{α}}.

Как в случае глиссирования, так и для любых несущих систем сопротивление определяется кинетической энергией жидкости, приходящейся на единицу длины оставляемого телом следа. Общий вывод состоит в том, что при сходе с тела свободных границ всю совокупность действующих сил можно приближённо разделить на 2 части, одна из которых определяется производными по времени от “связанных” импульсов, а вторая потоками “стекающих” импульсов.

При больших скоростях движения в потенциальном потоке могут возникать очень малые положительные и даже отрицательные давления. Жидкости, встречающиеся в природе и применяемые в технике, в большинстве случаев не способны воспринимать растягивающие усилия отрицательного давления), и обычно давление в потоке не может принимать значения меньше некоторого pd. В точках потока жидкости, в которых давление p = pd, происходит нарушение сплошности течения и образуются области (каверны), заполненные парами жидкости или выделившимися газами. Это явлен называется кавитацией. Возможным нижним пределом pd является давление насыщенных паров жидкости, зависящее от температуры жидкости.

При обтекании тел максимум скорости и минимум давления имеют место на поверхности тела и наступление кавитации определяется условием

Cpmin = 2(p{{}}-pd){{ρ}}V2{{}} = {{σ}},

где {{σ}} — число кавитации, Cpmin — минимальное значение коэффициента давления.

При развитой кавитации позади тела образуется каверна с резко выраженными границами, которые можно рассматривать как свободные поверхности и которые образованы частицами жидкости, сошедшими с обтекаемого контура в точках схода струй. Явления, происходящие в области смыкания струй, ограничивающих каверну, еще не вполне изучены; опыт показывает, что кавитационное течение имеет нестационарный характер, особенно сильно выраженный в области смыкания.

Если {{σ}} > 0, то давление в набегающем потоке и в бесконечности за телом больше, чем давление внутри каверны, и поэтому каверна не может простираться до бесконечности. При уменьшении σ размеры каверны возрастают и область замыкания удаляется от тела. При {{σ}} = 0 предельное кавитационное течение совпадает с обтеканием тел со срывом струй по схеме Кирхгофа (см. Струйных течений теория).

Для построения стационарного струйного течения используются различные идеализированные схемы, например, такая: свободные поверхности, сходящие с поверхности тела и направленные выпуклостью к внешнему потоку, при смыкании образуют струю, стекающую внутрь каверны (при математическом описании уходит на второй лист римановой поверхности). Решение такой задачи проводится методом, аналогичным методу Гельмгольца — Кирхгофа: В частности, для плоской пластины ширины l, установленной перпендикулярно набегающему потоку, коэффициент сопротивления cx, вычисляется по формуле

cx = cx0(1 + {{σ}}),

где cx0 = 2{{π}}/({{π}} + 4) — коэффициент сопротивления пластины, обтекаемой по схеме Кирхгофа. Для. пространственных (осесимметричных) каверн справедлив приближённый принцип независимости расширения, выражаемый уравнением

d2S/dt2 {{}} -K(p{{}}-pк)/{{ρ}},

где S(t) — площадь поперечного сечения каверны в неподвижной плоскости, перпендикулярной к траектории центра кавитатора p{{}}(t) —давление в рассматриваемой точке траектории, которое было бы до образования каверны; pк — давление в каверне. Константа К пропорциональна коэффициенту сопротивления кавитатора; для тупых тел К ~ 3.

С явлением кавитации приходится встречаться во многих технических устройствах. Начальная стадия кавитации наблюдается при заполнении имеющейся в потоке области пониженного давления пузырьками газа или пара, которые, схлопываясь, вызывают эрозию, вибрации и характерный шум. Пузырьковая кавитация возникает на гребных винтах, в насосах, трубопроводах и других устройствах, где из-за повышеной скорости давление понижается и приближается к давлению парообразования. Развитая кавитация с образованием каверны с низким давлением внутри имеет место, например, за реданами гидросамолётов, если подток воздуха в зареданное пространство оказывается стеснённым. Такие каверзы приводят к автоколебаниям, так называемым барсу. Срыв каверн на подводных крыльях и на лопастях гребных винтов приводит к снижению подъёмной силы крыла и “упора” винта.

Экспериментальная Г. помимо традиционных гидроканалов (опытовых бассейнов) располагает широким ассортиментом специальных установок, предназначенных для изучения быстропротекающих нестационарных процессов. Применяются скоростная киносъёмка, визуализация течений и другие методы. Обычно на одной модели нельзя удовлетворить всем требованиям подобия (см. Подобия законы), поэтому широко применяется “частичное” и “перекрёстное” моделирование. Моделирование и сравнение с теоретическими результатами является основой современных гидродинамических исследований.

Лит.: Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе Н. В., Теоретическая гидромеханика, 4 изд., Л. — М., 1948—63; Логвинович Г. В., Гидродинамика течений со свободными границами, Киев, 1969; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980.

Г. В. Логвинович.

Гидроканал Центрального аэрогидродинамического института.

гидроканал, опытовый бассейн, — сооружение для испытаний буксировкой моделей судов, гидросамолётов и др. Обычно Г. представляет собой (см. рис.) бассейн; вдоль его бортов укладывают рельсы, по которым с помощью электропривода перемешается с заданной скоростью (до 30 м/с) буксировочная тележка. Модель крепится к тележке системой тяг, связанных с динамометрами и индикаторами углов хода. Во время экспериментов измеряются подъёмные силы, сопротивление, углы тангажа, оценивается брызгообразование, осуществляется визуализация течений и т. п.

При буксировке моделей судов или лодок гидросамолётов в Г. по поверхности воды существенны силы инерции, тяжести и трения, то есть подобия законы Фруда и Рейнольдса. Однако удовлетворить обоим этим законам подобия одновременно практически не удаётся и обычно отдаётся предпочтение закону подобия, характеризующемуся числом Фруда Fr(Fr = V2/gL; V — скорость набегающего потока, g — ускорение свободного падения, L — характерный линейный размер), поскольку при этом моделируются подъёмные силы, волнообразование и поведение модели в целом (брызгообразование и естественная кавитация при выполнении закона подобия Фруда полностью все же не моделируются). Рейнольдса числа получаются значительно меньше натурных, поэтому силы трения и их влияние на течение учитываются специальными поправками (масштабный эффект).

Большие Г. (длина 1000—1500 м, ширина 20—25 м, глубина 5—10 м) имеют многотонную буксировочную тележку, на которой размещаются бригада экспериментаторов, измерительная, киносъёмочная и вычислительная техника. Малые Г. снабжаются лёгкой буксировочной тележкой (без экипажа), приводимой в движение линейным двигателем и снабжённой автоматической регистрирующей аппаратурой. Практически все Г. оборудуются устройствами для образования волн (волнопродукторами).

Г. В. Логвинович.

гидромодель аэростата — модель аэростата, наполненная жидкостью; позволяет имитировать напряженное состояние корпуса аэростата, наполненного подъёмным газом. Г. а. используются главным образом для оценки формы и деформации корпуса (оболочки) нежёстких дирижаблей (рис. 1), привязных и свободных аэростатов (стратостатов, рис. 2). Измеряя деформации, оценивают натяжения в оболочке. В основу методов, использующих Г. а., положены условия статического подобия и равенства относительных деформаций. Обычно оболочка Г. а. изготавливается из тех же материалов, что и оболочка аэростата. При этом подобие деформаций возможно только при равенстве натяжений в оболочке аэростата и модели. Идея использования Г. а. впервые была высказана К. Э. Циолковским в его книге “Аэростат металлический управляемый” (Калуга, 1893).

Рис. 1. Гидромодель нежесткого аэростата.

Рис. 2. Гидромодели свободного аэростата (вверху) и стратостата (внизу).

гидроплан — то же, что гидросамолёт.

гидросамолёт — самолёт, способный взлетать с водной поверхности и садиться на неё, а также маневрировать на воде. Г. должен обладать плавучестью, остойчивостью, непотопляемостью, устойчивостью движения по воде, мореходностью, приемлемым брызгообразованием.

Под плавучестью понимается способность Г. плавать при заданной массе, сохраняя определенную ватерлинию; под остойчивостью — способность при отклонении от исходного равновесного положения возвращаться к нему; под непотопляемостью — способность при затоплении несколько отсеков фюзеляжа и поплавков сохранять плавучесть и остойчивость; под мореходностью — способность пилотируемого Г. при определенном морском волнении и ветре совершать плавание, дрейф, маневрирование на воде, взлёт с воды и посадку на воду. Г. должен также обладать достаточной энерговооружённостью (тяговооружённостью) для нормального взлёта с воды.

Г. обычно строятся по схеме высокоплана с высокорасположенными двигателями во избежание их заливания или забрызгивания (рис. 1). В зависимости от взлётно-посадочных устройств и органов плавания различают Г. лодочные, поплавковые, амфибии и Г. на подводных крыльях или гидролыжах. Основной тип Г. — летающая лодка. Распространены также поплавковые Г., особенно двух поплавковые (рис. 2). Система из двух поплавков обладает плавучестью, остойчивостью и удовлетворительными гидродинамическими и мореходными свойствами. Двухпоплавковый Г. имеет по сравнению с летающей лодкой повышенную массу конструкции и увеличенное аэродинамическое сопротивление. Однопоплавковые Г. обычно имеют небольшую полётную массу и чаще эксплуатируются со взлётом при помощи катапульты с палубы корабля или другого носителя (с посадкой на воду). В практике нередки случаи переделки лёгких сухопутных самолётов в поплавковые Г. Амфибии (рис. 3, 4) представляют собой Г., снабжённые сухопутным шасси; способны взлетать как с водной поверхности, так и с сухопутного аэродрома и садиться на гидроаэродром или сухопутный аэродром. Особый тип Г. представляют самолеты лодочного типа, снабжённые дополнительными взлётно-посадочными устройствами в виде гидролыж и подводных крыльев, убирающихся в полёте. Цель установки этих устройств — улучшение гидродинамических и мореходных характеристик Г. Установка подобных взлётно-посадочных устройств связана с усложнением конструкции и увеличением её массы.

Первый успешно летавший Г. был продемонстрирован А. Фабром в 1910. В России Г. в 1913 начал строить Д. П. Григорович (см. Григоровича самолёты). В советский период разработки в этой области проводили Григорович, А. Н. Туполев (см. Ту), Г. М. Бериев (см. Бe), В. Б. Шавров, И. В. Четвериков, Р. Л. Бартини, А. К. Константинов и другие конструкторы.

А. И. Тихонов.

Рис. 1. Гидросамолёт с поддерживающими поплавками на концах крыла.

Рис. 2. Двухпоплавковый гидросамолёт.

Рис. 3. Самолёт-амфибия.

Рис. 4. Самолёт-амфибия “Си Стар” (ФРГ).

гиперзвуковая скорость — 1) скорость V газа, намного превышающая местную скорость звука a: V > > a (Маха число M > > 1). 2) Г. с. полёта — скорость летательного аппарата, намного превышающая скорость звука в невозмущенном потоке (часто за полёт с Г. с. принимают полёт со скоростью, соответствующей значению M{{}} > 5). Полёт с Г. с. в атмосфере сопровождается интенсивными ударными волнами, значительным аэродинамическим нагреванием (см. Гиперзвуковое течение).

гиперзвуковое течение — течение газа с гиперзвуковыми скоростями. Особенности Г. т. начинают заметно проявляться при достаточно больших, но различных для тел разной формы (сфера, конус и т. п.) значениях Маха числа М. Поэтому и граница, отделяющая сверхзвуковое течение от Г. т., весьма условна. Для всех Г. т. характерным является большое значение отношения кинетическая энергия (энергии поступательного движения частиц газа) к внутренней (тепловой) энергии газа, равное по порядку величины М2. Вследствие этого в Г. т. относительное изменение температуры и других термодинамических параметров много больше относительного изменения скорости, и торможение обтекающего тело потока приводит к значительным возмущениям его параметров. При гиперзвуковом обтекании тел возникают интенсивные ударные волны и большая завихренность течения (см. Вихревое течение). Для расчёта таких течений становиться необходимым использование нелинейных уравнений движения, а также соотношений, описывающих термодинамику газа при больших температурах. Полёт летательного аппарата с гиперзвуковыми скоростями сопровождается сильным аэродинамическим нагреванием поверхности и значительными отличиями аэродинамических характеристик от аналогичных характеристик при сверхзвуковом полёте.

Особенности Г. т. удобно разделить на газодинамические, обусловленные большими значениями чисел М, и термодинамические, проявляющиеся при больших абсолютных температурах газа (характерных для гиперзвуковых режимов полёта летательных аппаратов).

Газодинамические особенности Г. т. связаны с относительными изменениями газодинамических переменных потока. При обтекании тела однородным потоком газа с числом Маха в невозмущенном набегающем потоке М{{}} > > 1 мерой возрастания давления и внутренней энергии газа в возмущенной части поля течения служит при слабом влиянии вязкости параметр K1 = M{{}}sin{{τ}} ({{τ}} — характерный угол наклона поверхности тела к направлению невозмущенного потока). В случае K1 > > 1 за головной ударной волной существенно увеличивается плотность, многократно возрастают давление и температура газа. На границе возмущенного и невозмущенного потоков возникают тонкие, примыкающие к носовой части тела слои газа с относительно большой плотностью (так называемые ударные слои — см. Ньютона теория обтекания). При K1 > > 1 в общем балансе сил и энергии можно пренебречь давлением и внутренней энергией невозмущенного газа. Независимость (точнее слабая зависимость) характеристик течения от этих параметров набегающего потока — одно из важных свойств Г. т. Для случая совершенного газа это свойство равносильно независимости течения от значения М{{}} (закон стабилизации по числам Маха). Другая важная особенность течений с М > > 1, связанная с сильным торможением потока внутри пограничного слоя, — слабое влияние вязкости (температуры) невозмущенного газа на вязкость газа в пограничном слое. Поэтому в качестве характерного Рейнольдса числа Re, определяющего режим Г. т., принято использовать параметр Re0 = {{ρ}}V{{}}L/{{μ}}0, где {{ρ}}, V{{}} — плотность и скорость набегающего потока, L — характерный размер тела, {{μ}}0 — характерное значение вязкости в пограничном слое. Для совершенного газа в качестве {{μ}}0 удобно выбирать вязкость при температуре торможения.

Особые газодинамические свойства присущи случаю гиперзвукового обтекания тонких тел (см. Тонкого тела теория), установленных под малыми углами к направлению однородного набегающего потока ({{τ}} < < 1, M{{}} > > 1). Для таких течений углы наклона головной ударной волны к направлению вектора V{{}} всюду малы, число Маха за волной (вне пограничного слоя) велико, а скорость газа меняется (в основном приближении) лишь в направлении, перпендикулярном V{{}}. Последнее равносильно тому, что в системе координат, связанной с невозмущенным потоком, смещение частиц газа происходит лишь в плоскостях, перпендикулярных направлению движения. Течение в каждой из таких плоскостей не зависит от течения в остальных, что и составляет содержание закона плоских сечений из которого следует нестационарная аналогия. Согласно этой аналогии, обтекание тела невязким газом при {{τ}} < < 1 и М{{}} > > 1 сводится к нестационарной задаче расширения (сжатия) бесконечного цилиндрического поршня, находящегося в покоящемся газе. Поперечное сечение поршня в момент времени t = x/V{{}}, где x — координата, отсчитываемая от вершины тела и параллельная V{{}}, совпадает с поперечным сечением тела в плоскости х.

Структура течения около тонкого тела существенно нарушается, если тело затуплено. Тогда на носовой части тела sin{{τ}} ~ 1, и возмущения потока в этой области течения относительно велики. По этой причине вблизи поверхности тела образуется слой сильно завихренного течения с относительно большими значениями энтропии (так называемый энтропийный слой). Возмущения давления распространяются вниз по потоку на расстояния много большие размера затупления и определяются в основном не формой, а сопротивлением затупления. В рамках нестационарной аналогии действие затупления равносильно сильному взрыву (мгновенному выделению энергии) на поверхности поршня в начальный момент его движения (так называемая аналогия с сильным взрывом).

При {{τ}} < < 1 существенными особенностями обладает и структура течения в пограничном слое. Торможение гиперзвукового, внешнего потока внутри пограничного слоя вызывает значительный рост температуры и, как следствие, сильное падение плотности газа. В пределе, когда вне пограничного слоя М{{→∞}}, весь газ протекает в “невязкой” области возмущенного потока, и внешнюю границу слоя можно считать непроницаемой поверхностью. Влияние пограничного слоя на давление аналогично при этом увеличению толщины тела на толщину пограничного слоя и может быть весьма большим. Степень возрастания давления за счёт такого влияния при M{{}} > > 1 и любых значениях τ оценивается параметром K2 = K2(K1 + 1)-2(Re01/2sin2{{τ}})-1. Режимы K2 < < 1, K2~1 и K2 > > 1 носят соответственно названия слабого, умеренного и сильного вязкого взаимодействия. При слабом влиянии разреженности газа (малых Кнудсена числах) и M{{}}{{≈}}1 значение Re0 > > l. Поэтому режимы сильного и умеренного вязкого взаимодействия (K2{{≈}}1) реализуются лишь на тонких телах ({{τ}} < < 1) при условии M{{}} > > 1. Важным свойством течений с сильным или умеренным вязким взаимодействием является передачи возмущений вверх по потоку через дозвуковую часть пограничного слоя на расстояния, сравнимые с длиной тела. По этой причине изменение, например, давления в кормовой части тонкого тела может существенно перестроить всё поле течения без отрыва пограничного слоя.

К термодинамическим особенностям Г. т. относятся несовершенство газа (переменность удельных теплоёмкостей), отклонения от термодинамического равновесия и излучение газа. В частности, для воздуха при температурах T > 1000{{ }}К удельной теплоёмкости уже существенно зависят от температуры, а примерно при T > 2000{{ }}К — и от давления (см. Кинетика физико-химическая). В случае полёта в летательном аппарате в атмосфере Земли такие температуры достигаются на его лобовой поверхности соответственно при M{{}} > 4 и M{{}} > 8. Течения, в которых процессы установления в газе термодинамического равновесия не успевают за темпом изменения внешних воздействий, называются неравновесными. Предельные режимы неравновесных течений, когда указанные процессы практически не успевают развиваться вообще, называют замороженными. Замороженные течения воздуха и при больших температурах не отличаются от течений при T < 1000{{ }}К, то есть соответствуют течению совершенного газа с показателем адиабаты {{γ}} = 1,4. На замороженные течения может оказать сильное влияние разреженность газа (см. Разреженных газов динамика). Эффекты неравновесности растут с уменьшением размеров тела и с увеличением высоты полёта. При движении летательного аппарата типа сферы с характерным размером ~1 м в атмосфере Земли область неравновесных течений для скоростей V{{}} = 3—11 км/с начинается соответственно с высот H {{}} 40—60 км, а область замороженных — определяется высотами H > 70 км. При скоростях V{{}} > 9 км/с все указанные термодинамические эффекты могут сопровождаться интенсивным излучением газа (см. Радиационный тепловой поток). Изменения термодинамических свойств газа при больших температурах могут вызывать значительные изменения аэродинамических и особенно тепловых характеристик тел.

При аэродинамическом проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов необходимо удовлетворить широкому комплексу требований не только к его аэродинамическим, но и к тепловым характеристикам. Большое число явлений, сопровождающих полёт летательного аппарата, исключает при этом возможность полного моделирования условий натурного обтекания в аэродинамических установках. Расчётные методы исследования Г. т. приобретают, таким образом, исключительно важное значение.

Лит.: Черный Г. Г., Течения газа с большой сверхзвуковой скоростью, М., 1959; Xейз У. Д., Пробстин Р. Ф., Теория гиперзвуковых течений, пер. с англ., М., 1962; Лунев В. В., Гиперзвуковая аэродинамика, М., 1975.

В. В. Михайлов.

гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) — прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковой скоростью потока в камере сгорания. В отличие от прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сгоранием топлива в дозвуковом потоке в ГПВРД воздух тормозится в меньшей степени — до скорости, превышающей скорость звука. Степень торможения определяется главным образом условиями достижения максимальной эффективности и существенно зависит от режима работы двигателя и условий полёта — Маха числа M{{}} и высоты полёта. Различают ГПВРД внутреннего и внешнего сгорания. Схематично ГПВРД внутреннего сгорания представляет собой тело с каналом переменный сечения, основные элементы которого (воздухозаборник, камера сгорания и реактивное сопло), выполняя те же функции, что и соответствующие элементы прямоточного воздушно-реактивного двигателя, имеют отличия, связанные со спецификой теплоподвода к сверхзвуковому воздушному потоку (рис. 1). Контуры ГПВРД внешнего сгорания образованы внешней поверхностью летательного аппарата и зоной теплоподвода, возникающей при подаче топлива в обтекающий летательный аппарат сверхзвуковой поток и сгорании топливовоздушной смеси (рис. 2). Сгорание смеси в ГПВРД обоих типов может происходить без сильных скачков уплотнения, переводящих сверхзвуковой поток на входе в сверхзвуковой поток меньшей скорости на выходе из зоны горения (ГПВРД с камерами постоянного сечения при малой степени теплоподвода и ГПВРД с расширяющейся камерой), или с сильными скачками уплотнения перед зоной теплоподвода (ГПВРД со стабилизацией горения на выступающих в поток плохообтекаемых телах или при любых способах стабилизации, но при большой степени теплоподвода). Предельная степень теплоподвода в камере, при которой перед ГПВРД появляется отошедшая ударная волна (или скачок уплотнения) и изменяется режим течения воздуха на входе, зависит от формы камеры сгорания (камера постоянного сечения, расширяющаяся или сужающаяся) и режима полёта. Для расширения диапазона работы ГПВРД без отошедшей волны в сторону меньших М{{}} используется либо расширяющаяся камера, либо комбинированная, состоящая из участка с постоянной площадью поперечного сечения, в котором реализуется теплоподвод с торможением потока до звуковой скорости, и расширяющегося участка, реализующего теплоподвод при М{{}}1. Значительное расширение диапазона работы ГПВРД может быть достигнуто применением так называемых двухрежимных прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ДПВРД). работающих в начальном диапазоне М{{}} на режиме дозвукового горения, а при больших М{{}} — на режиме сверхзвукового горения, то есть при подводе теплоты к сверхзвуковому потоку (рис. 3). Переход с одного режима на другой в зависимости от конструкции ДПВРД может происходить автоматически или в результате переключения поясов подачи топлива.

Идеальным термодинамическим циклом ГПВРД является так называем цикл Брайтона с изменением процесса теплоподвода в зависимости от условий протекания процесса сгорания в камере — изобарический процесс в расширяющейся камере и процесс с ростом давления в камерах постоянного сечения и в сужающейся (рис. 4). Действительная работа цикла ГПВРД зависит от скорости полёта, степени и условий теплоподвода, степени торможения воздушного потока и уровня потерь в элементах двигателя.

В ГПВРД могут использоваться жидкие, твёрдые и гибридные топлива. Наибольшая эффективность (коэффициент полезного действия, тяга и т. п.) ГПВРД достигается при гиперзвуковых скоростях полёта (отсюда название). Соответственно и предполагаемая область применения ГПВРД; силовые установки гипёрзвукового летательного аппарата и ракет различного назначения при полётах в атмосфере с М{{}} > 6.

Лит.: Зуев В. С., Макарон В. С., Теория прямоточных и ракетно-прямоточных [авиационных] двигателей. М., 1971; Горение в сверхзвуковом потоке, Новосиб., 1984; Курзинер Р. И., Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. 2 изд., М., 1989.

Р. И. Курзинер.

Рис. 1. Схема ГПВРД внутреннего сгорания несимметричной формы: I — воздухозаборник; II — камера сгорания; III — реактивное сопло.

Рис. 2. Схема ГПВРД внешнего сгорания на летательном аппарате несимметричной формы: 1 — летательный аппарат; 2 — скачки уплотнения; 3 — подача топлива; 4 — зона горения.

Рис. 3. Схема двухрежимного прямоточный воздушно-реактивного двигателя несимметричной формы: I — камера сверхзвукового горения; II — камера дозвукового горения; 1 — скачки уплотнения: 2—5 — пояса подачи топлива в камеру на режиме сверхзвукового горения (2 и 3) и на режиме дозвукового горения (4 и 5); 6 — сечение “запирания” (М = 1 на режиме дозвукового горения).

Рис. 4. Идеальные циклы ГПВРД в p—V-Диаграмме (давление — удельный объём): Hg{{Γ}}CН — цикл с камерой сгорания постоянного сечения; Hg{{Γ}}'—С'—Н — цикл с камерой сгорания постоянного давления; Нg—Г"—С"—H — цикл с сужающейся камерой сгорания.

гиперзвуковой самолет — самолёт, способный летать с гиперзвуковой скоростью. Диапазон скоростей и высот полёта Г. с. занимает промежуточное положение между диапазонами, освоенными сверхзвуковыми самолётами и космическими летательными аппаратами. Идеи создания Г. с. высказывались с 50-х гг. По назначению Г. с. могут быть транспортными (перевозка пассажиров и грузов на дальние расстояния), военными, а также самолетами-разгонщиками авиационных и воздушно-космических систем (первыми ступенями составных летательных аппаратов, сообщающими последующим ступеням часть требуемой скорости и другие начальные условия полёта — высоту, параллакс и др.).

Силовая установка Г. с. должна быть комбинированной, то есть включать в общем случае несколько типов двигателей: газотурбинные (турбореактивные двигатели, турбореактивные двигатели с форсажной камерой и т. п.) и прямоточные (прямоточный воздушно-реактивный двигатель, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель) в различных комбинациях в зависимости от типа Г. с. (например, с использованием турбореактивного двигателя в диапазоне Маха чисел полёта 0 < M{{}} < 3, прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при 1,5 < M{{}} < 4—6, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при M{{}} > 4—6). Аэродинамическая схема Г. с. должна обеспечивать высокие аэродинамические характеристики, прежде всего при гиперзвуковых скоростях полёта (несущий корпус, крыло малого удлинения и т. д.). Для Г. с. характерна высокая степень интеграции планёра и силовой установки, например, использование носовой части фюзеляжа как элемента воздухозаборника, а хвостовой части — как элемента сопла. В качестве топлива для воздушно-реактивного двигателя Г. с., как правило, рассматривается жидкий водород (реже — другие криогенные топлива), иногда в комбинации с керосином.

В зависимости от сочетания максимальной степени аэродинамического нагревания и его продолжительности конструкция Г. с. может быть теплоизолированной, горячей (см. Горячая конструкция), активно охлаждаемой (см. Охлаждаемая конструкция) или их комбинацией. Важнейшее требование к ней — обеспечение приемлемых весовых характеристик при высокой надёжности и технологичности.

В. В. Скипенко.

гиподинамия (от греческого hyp{{ó}} — под, ниже и d{{ý}}namis — сила) — ограничение двигательной активности человека при снижении силовой нагрузки (в отличие от гипокинезии, наблюдающейся при уменьшении двигательной активности в ограниченном пространстве). Г. характеризуется общим ослаблением организма, понижением физической выносливости, уменьшением мышечной силы, снижением объёма циркулирующей в организме крови. Некоторые проявления гиподинамического синдрома сходны с симптомами, возникающими при длительном пребывании в невесомости, поэтому Г. используется в авиационно-космической медицине в качестве модели невесомости для изучения некоторых психофизиологических реакций организма в условиях длительного космического полёта. В меньшей степени гиподинамические явления могут проявляться у лётного состава, в основном при ограничении физической активности.

гипоксия (от греческого hyp{{ó}} — под, ниже и латинского oxygenium — кислород), кислородное голодание, кислородная недостаточность, — пониженное содержание кислорода в тканях организма.

Различают патологические и физиологические формы Г. К первой относят гипоксические состояния, возникшие как следствие заболеваний, ко второй — Г., развившуюся у здоровых людей при несоответствии количества доставленного к тканям кислорода его потреблению (при интенсивной мышечной работе), а также под влиянием пониженного парциального давления кислорода в газовой среде (например, при пребывании на высоте) или при действии внешних факторов, нарушающих кровообращение (при перегрузках, избыточном внутрилёгочном давлении).

гировертикаль — гироскопический прибор, определяющий углы крена и тангажа летательного аппарата относительно местной вертикали. В Г. используются трёхстепенные астатические гироскопы с маятниковой коррекцией. Разновидностью Г. является авиагоризонт.

Погрешности Г. зависят от скорости коррекции и остаточного уровня возмущающих моментов в опорах так называемого карданова подвеса. Для уменьшения влияния длительно действующих ускорений на точность выдерживания вертикали применяют выключатели коррекции.

гирокомпас — указатель направления истинного (географического) меридиана, предназначенный для определения курса летательного аппарата, а также азимута (пеленга) ориентируемого направления. Преимущества Г. по сравнению с магнитным компасом: указывает направление географического, а не магнитного меридиана; на показания меньше влияют перемещающиеся металлические массы и электромагнитные поля; выше точность. Принцип действия Г. основан на использовании свойств гироскопа и суточного вращения Земли.

гироскоп (от греческого gyr{{é}}u{{ō}} — źружусь, вращаю и scopeo — смотрю, наблюдаю) — устройство для измерения параметров углового движения. Широко используется в инерциальных системах навигации, автопилотах, гирокомпасах, гировертикалях и других приборах и системах летательного аппарата. Различают так называем классические Г., лазерные, вибрационные.

Принцип действия классического Г. основан на стремлении быстровращающегося ротора сохранять направление оси вращения в пространстве. Ротор устанавливают в рамках (кольцах) карданова подвеса (рис. 1), позволяющего оси ротора занимать любое положение. Если к какой-либо оси Г. прикладывается внешний момент, то возникает прецессия (движение) Г. с постоянной угловой скоростью. В момент окончания действия внешней силы происходит мгновенное прекращение прецессии. Указанными свойствами обладают астатические трёхстепенные свободные Г. (центр тяжести ротора совпадает с точкой пересечения осей карданова подвеса), динамически настраиваемые Г., а также Г., работающие на новых принципах (электростатические, электромагнитные, криогенные).

У двухстепенных Г. ротор закреплён в одной рамке. При вращении основания (платформы) такого Г. возникает гироскопический момент, стремящийся кратчайшим путём установить ось ротора параллельно оси, относительно которой вращается основание. Двухстепенные Г. используются в указателях поворота и некоторых гиростабилизаторах.

В лазерном Г. (рис. 2) применяется оптический квантовый генератор и имеется плоский замкнутый контур (образован тремя и более зеркалами), где циркулируют два встречных световых потока (луча), частоты которых из-за эффекта Доплера различны. Разность этих частот пропорциональна угловой скорости основания.

Вибрационные Г. в качестве чувствительного элемента содержат вибрирующие массы (например, ротор с упругим подвесом или упругие пластины); служат для определения угловой скорости.

В. В. Тимофеев.

Рис. 1. Трёхстепенной гироскоп в кардановом подвесе: 1 — внутренняя рамка; 2 — наружная рамка; 3 — ротор.

Рис. 2. Схема лазерного гироскопа: 1 — активная среда; 2 — блоки питания; 3 — измеритель; А, В, С — зеркала.

гироскопическая нагрузка — нагрузка, возникающая из-за взаимодействия вращения элемента какой-либо системы летательного аппарата с вращением летательного аппарата как целого. Наибольшие Г. н. наблюдаются в силовой установке летательного аппарата, и их необходимо учитывать в инженерных расчётах. Численно Г. н. характеризуется гироскопическим моментом М. У самолёта максимальная Г. н. возникают обычно при его вращении относительно поперечной оси (манёвр в вертикальной плоскости). В этом случае M = Jx{{ω}}x{{Ω}}z, где Jx, и {{ω}}x — соответственно момент инерции и угловая скорость элемента силовой установки (например, воздушного винта, ротора газотурбинного двигателя) относительно продольной оси самолёта, {{Ω}}z — угловая скорость самолёта относительно его поперечной оси.

гиростабилизация — поддержание с помощью гироскопов и гироскопических устройств параметров углового движения элементов системы управления летательным аппаратом и самих летательных аппаратов в условиях возмущений. Различают Г. силовую, индикаторную и индикаторно-силовую. Силовая Г. заключается в парировании внешних возмущающих моментов, действующих на стабилизируемый элемент (платформу) прибора или системы, гироскопическими моментами, возникающими в результате прецессии гироскопов. (Возможен также вариант бесплатформных навигационных систем, в которых чувствительные элементы, в том числе и гироскопы, устанавливаются непосредственно на борт летательного аппарата, а сам летательный аппарат играет роль стабилизирующей платформы). В основе индикаторной Г. лежит использование гироскопов в качестве измерителей рассогласования между заданным и действительным положениями стабилизируемого элемента; парирование возмущений осуществляется исполнительными органами следящих систем. Индикаторно-силовая Г. включает элементы силовой и индикаторной стабилизации. Г. используется в системах ориентации, самонаведения, прицельно-навигационных системах, инерциальных навигационных системах и инерциальных системах управления. Г. достигается с помощью различных устройств. Например, в системах самонаведения Г. осуществляется гироскопическими приводами головок самонаведения, в инерциальных навигационных системах — трехосными гироплатформами, в инерциальных системах управления — либо трёхосными гироплатформами, либо блоком астатических гироскопов.

Лит: Гироскопические системы, ч. 1, М., 1971; Неусыпин А. К., Гироскопические приводы, М., 1978.

А. К. Неусыпин.

Рис. 1. Зависимость cy от α при прямом (1) и обратном (2) изменениях {{α}} при различных значениях Re а — Re = 1,08*106; б — Re = 2,36*106; в — Re = 3,46*106; г — Re = 4,28*106; cymax — максимальное значение cy при обратном ходе.

Рис. 2. Экспериментальные зависимости (модель самолёта с крылом большого удлинения) cy и аэродинамического коэффициента момента тангажа m{{x}}, и приведённой скорости тангажа {{ω}}x, [в данном случае {{ω}}x = {{α}} = (d{{α}}/dt)(bA/V{{}})] от {{α}} для колеблющегося крыла (прямой ход — голубые кривые, обратный —чёрные кривые) и крыла в стационарном режиме (красные кривые); bA — средняя аэродинамическая хорда. V{{}} — скорость полета.

гистерезис (от греческого hyst{{é}}r{{ē}}sis — īтставание, запаздывание) — 1) Г. в аэродинамике — неоднозначность структуры поля течения и, следовательно, аэродинамических характеристик обтекаемого тела при одних и тех же значениях кинематических параметров, но при различных направлениях их изменения (например, при увеличении или уменьшении угла атаки {{α}}, Маха числа). Г. проявляется в большей или меньшей степени в зависимости от Рейнольдса числа Re, формы профиля крыла, его относительной толщины {{с}}и т. п. и связан в основном с неоднозначностью структуры обтекающего потока при равных значениях, но разных направлениях изменения параметра — увеличения (прямой ход) или уменьшения (обратный ход).

Впервые аэродинамический Г. описан в 1931 английским исследователем Э. М. Джейкобсом (Jacobs) при анализе экспериментальной зависимости коэффициента подъёмной силы cy (см. Аэродинамические коэффициенты) профиля от угла атаки. Дальнейшие экспериментальные исследования показали, что при ламинарном обтекании крыла большого удлинения ({{λ≥}}5,0) гистерезисные петли могут возникать при сравнительно малых значениях Re{{}}0,22*106. Это особенно заметно у толстых крыльев ({{c}} = 18—24%), у которых наблюдается срыв потока с носовой части. Диапазон значении {{α}}, соответствующий неоднозначной структуре обтекания крыла, расширяется с увеличением относительной толщины профиля. При значениях Re > 0,8*106 такой тип отрыва потока исчезает в связи с переходом ламинарного течения в турбулентное. На рис. 1 приведены результаты испытаний крыла с удлинением {{λ}} = 5,0 в аэродинамической трубе. В области критических углов атаки происходит резкое уменьшение cy. При Re = l*106 Г. отсутствует; при Re > 2*106 отчётливо видна гистерезисная петля, причём расхождение значений cy при заданном α при прямом и обратном ходах увеличивается с увеличением значения Re.

При неустановившемся движении летательного аппарата в зависимости от аэродинамических сил и моментов проявляется так называемый динамический Г. Например, такой Г. имеет место при колебаниях угла атаки профиля (или крыла) около значений {{α}}отр или {{α}}1, соответствующих отрыву потока или началу разрушения устойчивой вихревой структуры над несущей поверхностью (см. Крыла теория) при стационарном обтекании (рис. 2). При этом с ростом скорости тангажа {{ω}}z, и увеличением заброса угла атаки {{α}}забр при {{α}}забр > {{α}}отр или {{α}}1 происходит существенное расширение гистерезисных петель в зависимостях интегральных аэродинамических характеристик от угла атаки. Это связано со смещением на большие углы атаки режима безотрывного обтекания при положительном значении {{ω}}z, а также с видоизменением отрывного течения на профиле или крыле большого удлинения и трансформацией вихревой структуры для треугольного крыла или крыла с наплывом на больших углах атаки при неустановившемся движении.

2) Г. в системе управления — неоднозначность зависимости выходного перемещения системы управления от входного сигнала при его медленном изменении в прямом и обратном направлениях. Обычными причинами Г. являются люфты, трение и упругие деформации в элементах системы управления, зоны нечувствительности в рулевых машинках и рулевых приводах. Г., как правило, приводит к ухудшению характеристик устойчивости и управляемости летательного аппарат и может явиться причиной его автоколебаний. Допустимые размеры Г. определяются требованиями к точности пилотирования летательного аппарата.

Ю. Г. Живов, Г. И. Столяров.

Гласс Теодор Генрихович (1903—1940) — советский, учёный в области аэродинамики, профессор (1937). Окончил Московский государственный университет (1930). Работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1926—1940). Автор раздела “Распределение аэродинамической нагрузки по крылу” в Нормах прочности самолётов (1937). Основные работы по изучению профильного сопротивления крыльев и созданию серий профилей с высокими аэродинамическими характеристиками. Портрет смотри на стр. 171.

Т. Г. Гласс.

Глауэрт (Glauert) Герман (1892—1934) — английский учёный в области аэродинамики, устойчивости и управляемости летательного аппарата. Член Лондонского королевского общества (с 1931). Окончил Кембриджский университет. С 1916 на Королевском самолётостроительном заводе (ныне Королевский авиационный научно-исследовательский институт). Один из создателей вихревых теорий крыла конечного размаха при малых скоростях (Прандтля — Глауэрта теория) и воздушного винта, разработал линеаризованную теорию профиля в дозвуковом потоке (правило Прандтля — Глауэрта).

Соч.: Основы теории крыльев и винта, пер. с англ., М.—Л., 1931.

Глинка Дмитрий Борисович (1917—1979) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (дважды 1943). В Советской Армии с 1937. Окончил военную авиационную школу (1939), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром звена, начальником воздушно-стрелковой службы истребительного авиаполка. Совершил около 300 боевых вылетов, сбил 50 самолётов противника. После войны командир полка, заместитель командира истребительной авиадивизии. Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1950. Награждён орденом Ленина, 5 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в г. Кривом Роге.

Лит.: Герои битвы за Кавказ, Цхинвали, 1975.

Д. Б. Глинка.

глиссада (французское glissade, буквально — скольжение) — 1) прямолинейная траектория движения летательного аппарата под углом к горизонтальной плоскости.

2) Прямолинейная траектория, по которой должно осуществляться снижение самолёта в процессе захода на посадку. Номинальное значение угла наклона Г. к горизонтальной плоскости составляет 0,046 рад, в исключительных случаях угол наклона Г. может доходить до 0,087 рад. На аэродромах Г. задаётся при помощи глиссадного (ГРМ) и курсового (КРМ) радиомаяков, входящих в состав аэродромного оборудования. Г. образуется пересечением в пространстве двух равносигнальных зон ГРМ и КРМ. Высота равносигнальной зоны ГРМ над торцом взлётно-посадочной полосы составляет 15 м. Движение самолёта по Г. начинается на высоте 200—400 м и заканчивается манёвром выравнивания или уходом на второй круг, если отклонение от Г. превысило допустимое.

глиссирование гидросамолёта — скольжение гидросамолёта по воде при разбеге перед отрывом или при пробеге после приводнения, когда скорость движения достаточно велика. При Г. г. и смачиваемая поверхность корпуса гидросамолёта, и возмущение воды, вызванное движением гидросамолёта, существенно меньше, чем при “нормальном” плавании с той же скоростью; соответственно уменьшаются и затраты энергии на преодоление сопротивления воды движению летательного аппарата. Подъёмная сила гидросамолёта, позволяющая реализовать режим глиссирования, является суммой аэродинамической подъёмной силы крыла и динамической реакции воды. Чтобы обеспечить Г. г., днище гидросамолёта выполняется (см. рис.) с реданом и скулами. Такая форма днища способствует срыву струй на режиме глиссирования, вследствие чего уменьшаются смачиваемая поверхность корпуса и сила трения о воду. Для уменьшения ударных нагрузок при глиссировании по неспокойной воде днищу гидросамолёта придаётся некоторая поперечная килеватость.

Схема днища гидросамолёта: а — плоское днище; б — днище с килеватостью; 1 — редан; 2 — скула.

“Глостер” (Gloster Aircraft Co., Ltd) — самолётостроительная фирма Великобритании. Основана в 1915, в 1934 стала дочерней компанией фирмы “Хокер”, вместе с которой в 1935 вошла в состав концерна “Хокер Сидли”. В 1963 утратила статус компании и название. До Второй мировой войны выпускала главным образом истребители-бипланы, в том числе “Гриб” (первый полёт в 1923), “Геймкок” (1924), “Гонтлет” (1933), “Гладиатор” (1934, выпущено 747). В 1941 построила первый реактивный самолёт Великобритании Е.28/39 (см. рис.). В 1943 создала реактивный истребитель “Метеор” (на вооружении военно-воздушных сил Великобритании с 1944, построено 3550, см. рис. в таблице XIX). В 1951 создала всепогодный реактивный истребитель “Джевлин” (выпущено около 400, см. рис. в таблице XXXI). Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

Табл. — Истребители фирмы “Глостер”

Основные данные

“Гладиатор” II

“Метеор” F.Mk.4

“Джевлни” F(AW).4

Первый полёт, год

1938

1945

1955

Число и тип двигателей

1 ПД

2 ТРД

2 ТРД

Мощность двигателя, кВт

626

-

-

Тяга двигателя, кН

-

15,6

59,6

Длина самолёта, м

8,36

13,6

17,3

Высота самолёта, н

3,16

3,96

4,88

Размах крыла, м

9,83

11,33

15,85

Площадь крыла, м2

30

32,51

87,5

Взлётная масса, т:

 

 

 

 

 

 

нормальная

-

6,88

15,9

максимальная

2,16

8,48

19,47

Масса пустого самолёта, т

1,56

4,56

-

Боевая нагрузка, т

-

1,24

1,8

Максимальная дальность полита, км

660

1610

1500

Максимальная скорость полёта, км/ч

400

940

1000

Потолок, м

10000

14335

15000

Экипаж, чел.

1

I

1

Вооружение

4 пулемёта

4 пушки (20 мм);

НАР

4 пушки (30 мм):НАР, 4 УР

 

Глушко Валентин Петрович (1908—1989) — советский учёный в области ракетно-космической техники, один из основателей советской космонавтики, академик АН СССР (1958; член-корреспондент с 1953), дважды Герой Социалистического Труда (1956, 1961). После окончания Ленинградского университета (1929) работал в Газодинамической лаборатории (1929—1933), Реактивном научно-исследовательском институте (1934—1938). Был необоснованно репрессирован и в 1937—1944 находился в заключении, работая в особом КБ НКВД по созданию жидкостного ракетного двигателя. С 1941 главный конструктор, с 1974 генеральный конструктор. Создал ряд экспериментальных жидкостных ракетных двигателей, которые устанавливались на самолётах Пе-2, Ла-7, Як-3, Су-6, а также жидкостный ракетный двигатель для ракет различного назначения. Основные работы посвящены теоретическим и экспериментальным исследованиям по важнейшим вопросам создания и развития жидкостных ракетных двигателей и космических аппаратов. Руководитель разработки ракетно-космической системы “Энергия” — “Буран”. Депутат Верховного Совета СССР с 1966. Золотая медаль имени К. Э. Циолковского АН СССР (1958), диплом имени П. Тиссандье (ФАИ). Ленинская премия (1957), Государственная премия СССР (1967, 1984). Награждён 5 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамена, медалями. Бронзовый бюст в Одессе.

Соч.: Путь в ракетной технике, Избранные труды 1924—1946, М., 1977.

Лит.: Романов А. П., Губарев В. С., Конструкторы, М., 1989.

В. П. Глушко.

Годар (Godard) Эжен (1827—1990) — французский воздухоплаватель и конструктор аэростатов. Совершил свыше 2500 полётов на свободных аэростатах, для наполнения которых использовались светильный газ, водород и тёплый воздух. Разрабатывал и строил аэростаты с 1846. В 1863 построил водородный аэростат объёмом 6000 м3 (“Гигант”) для полёта 40 человек В том же году построил самый большой для того времени аэростат объёмом 14 тысяч м3. Во время осады Парижа немцами (1870—1971) совместно с братом Луи (1829—1885) и механиком Г. Ионом открыл мастерскую для постройки свободных аэростатов, использовавшихся для воздушной связи Парижа со свободной территорией Франции. За 4 месяца осады было построено 64 аэростата. В дальнейшем братья Годар совместно с Ионом руководили мастерскими по изготовлению аэростатов для французской армии. В 1875 Г. на свободном аэростате впервые перелетел через Пиренейские горы из Франции в Испанию.

годографа метод (от греческого hod{{ó}}s — путь, движение, направление и gr{{á}}pho — пишу) в аэродинамике — метод исследования и расчёта плоских безвихревых течений сжимаемого газа, основанный на том, что система уравнений для потенциала скорости {{φ}} и функции тока {{ψ}}, нелинейная в физической плоскости (х, у), становится линейной при переходе к плоскости переменных (u, v) — плоскости годографа скорости (здесь u, v — проекции вектора скорости на оси x, y прямоугольной системы координат). Это возможно ввиду того, что коэффициент исходных уравнений зависят лишь от скорости. Основы метода, использующего преобразование в плоскость годографа, даны С. А. Чаплыгиным в 1902. Система линейных уравнений для {{φ}} и {{ψ}} преобразуется к каноническому виду (Л. С. Лейбензон, 1935):

{{формула}}

где

{{формула}}

{{формула}}

{{α}} — критическая скорость; {{γ}} — показатель адиабаты.

Представление течения уравнениями в плоскости годографа особенно удобно в задачах с относительно простыми граничными условиями. Такие условия имеют место для течений, на границах которых либо направление скорости, либо её модуль сохраняют постоянное значение; это позволяет сразу построить область течения в плоскости годографа. К этому классу задач относится, например, задача об истечении газовой струи (см. рис.), для которой точное решение уравнений в плоскости годографа строится в виде ряда по совокупности частных решений, найденных методом разделения переменных.

Однако в общем случае расчёт обтекания тел связан с принципиальными трудностями, поскольку точные граничные условия в плоскости годографа неизвестны. В связи с этим широко применяется следующий приближённый метод: в канонических уравнениях коэффициент К принимается равным единице, что выполняется с той или иной степенью точности для произвольного газа при скоростях, не слишком близких к скорости звука, и строго — для так называемого газа Чаплыгина (газа с линейной связью между давлением и удельным объёмом, то есть с {{γ}} = -1). В результате эти уравнения приводятся к так называемым уравнениям Коши — Римана для действительной и мнимой частей аналитической функции комплексного переменного. На основе такого подхода с помощью метода конформных преобразований удаётся решить задачу о циркуляции обтекании профиля дозвуковым потоком газа. Кроме того, разработан ряд приближённых истодов учёта влияния сжимаемости газа на распределение давления по профилю в дозвуковом потоке, не требующих полного решения задачи, а использующих данные о распределении давления в потоке несжимаемой жидкости (методы С. А. Христиановнча, Кармана — Тзяна и др.). Они позволяют вводить поправку на сжимаемость в несколько более широких диапазонах углов атаки, относительных толщин профиля и Маха чисел, чем линейная Прандтля — Глауэрта теория.

При околозвуковом обтекании тонкого профиля линейные уравнения в плоскости годографа дополнительно упрощаются в рамках теории малых возмущений и сводятся к так называемому уравнению Трикоми (итальянский математик, F. Tricomi), которое описывает течение с местными сверхзвуковыми зонами.

Лит.: Чаплыгин С. А., Собр. соч., т. 2, М.—Л., 1948; Гудерлей К. Г., Теория околозвуковых течений, пер. с нем., М., 1980; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. Н. Голубкин.

Истечение струи в свободное пространство (а) и соответствующая картина в плоскости годографа (б): АВ — стенка; 1 — ось струи; 2 — годографы скоростей для различных линий тока; 3 — линия тока на границе струи; 4 — линия, на которой скорость частиц равна скорости звука.

Годунов Константин Дмитриевич (1892—1965) — советский воздухоплаватель, конструктор аэростатов. В 1911—1914 учился в Петербургском политехническом институте. Участник Первой мировой войны. Окончил Академию Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского (1925; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Работал в Высшей военной воздухоплавательной школе Военно-воздушных сил (в Ленинграде), Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского и научно-исследовательском институте военно-воздушных сил. В 1932—1933 возглавлял ОКБ резиновой промышленности по постройке стратостата “СССР-1” (конструктор оболочки стратостата), 30 сентября 1933 совершил полёт на этом стратостате совместно с Г. А. Прокофьевым и Э. К. Бирнбаумом (достигнута высота 19 км). Разработал ряд привязных и свободных аэростатов и летал на них. Аэростаты заграждения конструкции Г. применялись в противовоздушной обороне во время Великой Отечественной войны. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени.

Голованов Александр Евгеньевич (1904—1975) — советский военачальник, главный маршал авиации (1944). В Советской Армии с 1919. Окончил лётную школу при Центральном аэрогидродинамическом институте (1932), Высшую военную академию (1950; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник Гражданской войны, боёв в районе р. Халхин-Гол, советско-финляндской войны. В ходе Великой Отечественной войны был командиром дальней бомбардировочной авиационной дивизии, командующим авиацией дальнего действия, командующим воздушной армией. После войны на командных должностях в Военно-воздушных силах. Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1950. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, 3 орденами Суворова 1-й степени, орденом Красной Звезды, медалями, а также иностранными орденами.

Лит.: Идашкин Ю. В., Небо его мечты, М., 1986.

Головачев Павел Яковлевич (1917—1972) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1957), дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В советской Армии с 1938. Окончил Одесскую военную авиационную школу (1940), Военно-воздушная академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1959). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, командиром эскадрильи истребительного авиаполка. Совершил свыше 450 боевых вылетов, сбил 26 самолётов противника. После войны на командных должностях в Военно-воздушных силах. Награждён 2 орденами Ленина, 6 орденами Красного Знамени, орденом Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в деревне Кошелево Гомельской области.

П. Я. Головачёв.

Головин Павел Георгиевич (1909—1940) — советский полярный лётчик, полковник, Герой Советского Союза (1937). Окончил лётную школу Осоавиахима в Тушине (1930), работал в ней инструктором. С 1934 в полярной авиации. Участвовал в ледовой разведке и проводке судов в Арктике, в высадке первой советской полярной экспедиции И. Д. Папанина (5 мая 1937 экипаж Г. на самолёте АНТ-7 при выполнении ледовой разведки первым из лётной группы пролетел над Северным полюсом) , в поисках пропавшего самолёта С. А. Леваневского (1937—1938). С 1939 на испытательной работе. Погиб при испытании самолёта. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, Красной Звезды, медалью.

П. Г. Головин.

головка самонаведения (ГСН) — автоматическое измерительное устройство, устанавливаемое на самонаводящихся ракетах и предназначенное для выделения цели на окружающем фоне и измерения параметров относительного движения ракеты и цели, используемых для формирования команд управления ракетой.

ГСН воспринимают энергию, излучённую или отражённую целью. Могут использоваться различные виды излучения: радиоизлучение, оптическое (в том числе тепловое), акустическое. В зависимости от местоположения источника энергии различают пассивные, полуактивные и активные ГСН.

Пассивные ГСН воспринимают излучение, создаваемое целью. Это могут быть сигналы работающих радиолокационных станций противника или передатчиков помех, а также оптическое излучение цели в инфракрасном и видимом диапазонах спектра, которое используется тепловыми и телевизионными ГСН. С конца 70-х гг. начали развиваться радиометрические пассивные ГСН, воспринимающие электромагнитное излучение цели в миллиметровом диапазоне волн вследствие теплового контраста цели с окружающим фоном. Полуактивные ГСН принимают сигнал, отражённый от цели при облучении её источником подсвета, находящимся вне ракеты, — на самолете-носителе или пункте наведения. Активные ГСН облучают цель с помощью передатчика, который входит в их состав, а также принимают отражённый сигнал. Полуактивные и активные ГСН строятся с использованием радиолокационного и оптического когерентного (лазерного) излучения.

Для повышения точности и помехоустойчивости в ГСН могут сочетаться различные принципы работы в зависимости от воспринимаемой энергии излучения цели и приёмники различных диапазонов электромагнитного излучения. ГСН могут быть полуактивно-активными, активно-радиометрическими, теплорадиолокационными и др. ГСН принимает данные целеуказания, производит поиск цели по координатам, анализирует принимаемый сигнал, селектирует цель на фоне естественных и организованных помех, осуществляет захват цели и автоматическое сопровождение её по координатам.

Основные тактико-технические характеристиками ГСН являются: дальность захвата цели в свободном пространстве и на фоне естественных помех (подстилающей поверхности, облачного фона); измеряемые координаты, диапазон их возможных изменений; точность автоматического сопровождения, в том числе при подлёте к цели; разрешающая способность, или возможность выделения одной цели из состава плотной группы; устойчивость к организованному противодействию противника (помехоустойчивость), характеризуемая вероятностью захвата и точностью сопровождения цели и в конечном счёте вероятностью её поражения; массо-габаритные и энергетические показатели, определяющие использование ГСН на ракете.

ГСН обычно размещается в головном отсеке ракеты. Ее антенная система находится под обтекателем аэродинамической формы, который прозрачен для рабочего диапазона волн ГСН. Различие используемых диапазонов электромагнитных волн и методов обработки принимаемых сигналов определяет большое разнообразие принципов построения ГСН, но в их составе можно выделить функциональные узлы: обтекатель 1 (см. рис.); фокусирующую или антенную систему 2; чувствительный элемент или приёмник энергии; приемное устройство 5, осуществляющее усиление и оптимальную первичную фильтрацию сигнала; анализатор 6 структуры принятого сигнала по амплитудному и спектральному составу; обнаружитель 10 цели-устройства 9 автоматического сопровождения цели по дальности или скорости сближения с нею; систему 4 автоматического сопровождения цели по углам и привод 3 антенны; вычислительные и логические устройства 12 принимающие решение о захвате цели обеспечивающие помехозащищённость и осуществляющие обмен (11) информацией с системой наведения ракеты; антенну 8 и приёмное устройство 7 опорного (хвостового) канала в полуактивных радиолокационных ГСН или приёмник радиокомандной линии при комбинированном наведении ракеты; передающее устройство 13 в активных ГСН.

Повышение тактико-технических требований и усложнение условий работы обусловливают применение в современной ГСН новейших достижений микроэлектроники, использование всё более сложных структур излучаемых сигналов (импульсных, непрерывных, квазинепрерывных, сигналов с внутренними модуляциями) и совершенствование их обработки с применением цифровых методов на основе микропроцессоров.

А. С. Синицын.

Структурная схема головки самонаведения.

Голубев Виктор Максимович (1915—1945) — советский лётчик, майор, дважды Герой Советского Союза (1942. 1943). В Красной Армии с 1936. Окончил Харьковскую военную авиационную школу (1939). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, командиром эскадрильи, штурманом штурмового авиаполка. Совершил свыше 260 боевых вылетов. В 1943 направлен в Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Погиб при выполнении учебного полёта. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 2-й степени, Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Санкт-Петербурге.

Лит.: Иванов Ф. П., Силаков А. С., Подвиг бессмертен, М., 1958.

В. М. Голубев.

Голубев Владимир Васильевич (1884—1954) — советский учёный в области математики и механики, генерал-майор инженерно-авиационной службы (1944), член-корреспондент АН СССР (1934), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1942). Окончил Московский университет (1908). С 1917 профессор Саратовского университета, с 1930 сотрудник Центрального аэрогидродинамического института и профессор Московского университета, начальник кафедры Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Основные труды в области теории функций комплексного переменного и аэромеханики (теория механизированного крыла, крыла конечного размаха, машущего крыла). Популяризатор трудов Н. Е. Жуковского и С. А. Чаплыгина, автор ряда монографий по истории авиационной науки. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, 4 орденами Красной Звезды, медалями.

В. В. Голубев.

Голышев Георгий Иванович (1915—1985) — советский воздухоплаватель, организатор аэрологических исследований с использованием аэростатов, радиолокационных средств, ракетного зондирования и метеоспутников, доктор технических наук (1972). Окончил Московскую воздухоплавательную школу ГВФ и лётную школу Осоавиахима (1938). На свободных аэростатах летал в 1933—1945. В 1938 вместе с А. А. Фоминым и А. Ф. Крикуном совершил подъём на субстратостате с планёром, отцепленным на высоте 5100 м. 8 февраля 1941 вместе с Фоминым на субстратостате ВР-79 объёмом 2650 м3 совершил подъём в открытой гондоле на высоте, около 11 км, превысив мировой рекорд для аэростатов этого типа, 11 августа 1945 вместе с П. П. Полосухиным на аэростате с открытой гондолой достиг высоты 11456 м3. В 1941—1960 и 1970—1980 директор Центра аэрологических обсерватории. В 1963—1970 первый заместитель начальника Главного управления Гидрометеослужбы при Совете Министров СССР. Ленинская премия (1970), Государственная премия СССР (1948). Награждён 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом “Знак Почёта”, медалями.

Г. И. Голышев.

“Гольфстрим Аэроспейс”, “Галфстрим аэроспейс” (Gulfstream Aerospace”), — самолетостроительная фирма США. Основана в 1978 под названием “Гольфстрим американ” (Gulfstream American) для производства лёгкого пассажирского самолёта “Гольфстрим” I (право на производство было куплено у фирмы “Грумман”). Современное название с 1982 С 1985 — дочерняя фирма концерна “Крайслер” (Chrysler). Занимается разработкой и серийным производством административных самолётов. До 1988 выпускала административные самолёты “Гольфстрим” III (первый полёт в 1979, до 19 пассажиров, дальность полёта до 7500 км).

С 1988 фирма выпускает самолёт “Гольфстрим” IV (см. рис., первый полёт 1985) — развитие самолёта “Гольфстрим” III. Силовая установка состоит из двух турбореактивных двухконтурных двигателей тягой по 55,2 кН. Максимальная взлётная масса 32,5 т, запас топлива 16540 л. Максимальная крейсерская скорость 960 км/ч, потолок 13720 м, дальность полёта 7970 км (8 пассажиров, резервы топлива). На самолёте “Гольфстрим” IV установлены мировые рекорды (для самолётов его класса) скорости во время кругосветных перелётов (с промежуточными посадками) в июне 1987 — полёт по маршруту протяжённостью 36832 км за 45 ч 25 мин и в феврале 1988 — полёт по маршруту протяжённостью 37000 км за 36 ч 8 мин 34 с. С 1988 фирма занимается исследованиями сверхзвуковых административных самолётов, рассчитанных на полёт с числом М = 2—2,4 на маршрутах протяжённостью свыше 7000 км.

В. В. Беляев.

Административный самолёт “Гольфстрим” IV.

гондола летательного аппарата — 1) кабина воздухоплавательного летательного аппарата для размещения экипажа, снаряжения, балласта, грузов и силовых установок. При первых полётах свободных и управляемых аэростатов для обеспечения непредвиденной посадки на воду к оболочке подвешивали кабину в форме венецианской лодки (итальянское gondola), в которой размещались люди и различные грузы. Со временем это устройство трансформировалось в специальную кабину, за которой закрепилось название “гондола”. Г. может быть открытой и закрытой (герметичной).

Типовая открытая Г. свободного аэростата объёмом 600—2200 м3 имеет массу 25—65 кг, применяется для полётов на высоте до 12 км (рис. 1). При полётах на высоте более 4 км воздухоплаватели применяют индивидуальные кислородные приборы и утеплённые комбинезоны.

При полётах в стратосферу, выполняемых на высотных аэростатах — стратостатах, используются герметичные Г. с кондиционированием воздуха (рис. 2) или открытые Г., в которых пилоты поднимаются одетыми в специальные высотные скафандры. Идея создания герметичной Г. для полёта в высокие слои атмосферы была высказана Д. И. Менделеевым в 1875. Впервые герметичная Г. была применена в 1931 О. Пиккаром при полёте на стратостате. Первая в СССР герметичная Г. конструкции В. А. Чижевского была установлена на стратостате “СССР-1”, на котором в 1933 Г. А. Прокофьев, К. Д. Годунов и Э. К. Бирнбаум поднялись на высоту около 19 тысяч м.

У дирижабля имеется одна или несколько Г., прилегающих снизу вплотную к его поверхности или подвешенных под корпусом на тросах (рис, 3, 4). Первоначально основой конструкции Г. дирижаблей являлся лёгкий деревянный или металлический каркас, который покрывала матерчатая обтяжка. Со временем эту конструкцию заменили кабины, собранные из алюминиевых профилей со стенками из гофрированных или гладких листов (монококовая конструкция). Г. изготавливаются также из стеклопластика.

Пассажирские Г. с рубкой управления обычно размещается ближе к носовой части корпуса. Под днищем Г. монтируются посадочные устройства: надувные пуфы, служащие пневматическими амортизаторами (а также поплавками), или ориентирующиеся опорные колёса.

2) Оболочка обтекаемой формы вокруг двигателя, обеспечивающая установку и эксплуатацию двигателя (рис. 5); является частью силовой установки летательного аппарата. Г. двигателя часто называют мотогондолой.

Основные элементы Г.: каркас с тонкостенными панелями и быстросъёмными крышками капота двигателя, система вентиляции, система крепления двигателя. Турбореактивный двигатель обычно жёстко крепятся к Г. или каркасу летательного аппарата; двигатели с воздушным винтом устанавливаются на мотораме. Задняя часть Г. располагается вокруг выходного устройства двигателя (реактивного сопла, реверсивного устройства) или составляет его часть. Г. могут крепиться на внешней подвеске (на пилоне, на концах крыла), устанавливаться рядом с поверхностью летательного аппарата и сопрягаться с ним обводами, а также быть составной частью конструктивно-силовой схемы крыла, фюзеляжа. В зависимости от конструкции каркас Г. может участвовать в передаче нагрузок от двигателей к силовой конструкции летательного аппарата, либо усилия от двигателей через стержневую систему их крепления передаются непосредственно на силовую конструкцию. По числу установленных двигателей различают Г. одиночного двигателя, спаренные и многодвигательные. На дирижаблях для уменьшения шума в пассажирской Г. мотогондолы обычно устанавливают в хвостовой части.

Е. М. Миндлин, В. И. Никольский.

Рис. 1. Гондола (корзина) пилотируемого свободного аэростата: 1 — петли для зачехления гондолы; 2 — ступеньки; 3 — гондольные стропы; 4 — подвесные стропы; 5 — тросовый многоугольник; 6 — петли для подвески балластных мешков; 7 — поручни; 8 — полозья,

Рис. 2. Гондола стратостата “СССР-1”.

Рис. 3. Гондола учебно-тренировочного дирижабля В-1 (СССР).

Рис. 4. Гондола жёсткого дирижабля LZ-129 (Германия).

Рис. 5. Гондола турбовинтового двигателя: 1 — воздухозаборник; 2 — откидные и быстросъемные крышки капота; 3 — силовой каркас гондолы; 4 — съемные крышки люков.

Горбунов Николай Петрович (1892—1944) — советский государственный деятель, один из организаторов советской науки, в том числе авиационной, академик АН СССР (1935), секретарь АН СССР (1935—1937). Участник Февральской и Октябрьской революций и Гражданской войны. Окончил Петербургский технологический институт (1917). С июля 1917 заведующий Информационного бюро Всероссийского Центрального Исполнительного Комитета, с ноября 1917 секретарь Совнаркома и личный секретарь В. И. Ленина. Инициатор создания и первый заведующий Научно-техническим отделом Высшего совета народного хозяйства (1918—1919). В 1919—1920 на политработе в Красной Армии, член Реввоенсовета 13-й и 2-й Конной армий. С 1920 управляющий делами Совета Народных Комиссаров РСФСР, в 1922—1928 управляющий делами Совета Труда и Обороны и Совета Народных Комиссаров СССР, заведующий Научно-техническим управлением Высшим советом народного хозяйства СССР — центром по созданию сети научно-исследовательских учреждений и ряда новых производств, в том числе металлического самолётостроения. В 1923—1929 ректор Московского Высшего технического училища. При непосредственном участии Г. был учреждён Центральный аэрогидродинамический институт, подчинённый в 1918—1929 Научно-техническому управлению Высшего совета народного хозяйства. Имя Г. присвоено основанной им метеорологической станции на Памире, одному из горных хребтов Памира. Награждён орденом Красного Знамени. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

Н. П. Горбунов.

Горбунов Сергей Петрович (1902—1933) — организатор советской авиационной промышленности. После окончания в 1927 Военно-воздушной академии РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского) направлен на авиационный завод №22 в Москве (с 1930 технический директор, с 1931 директор). Под руководством Г. на заводе был освоен серийный выпуск цельнометаллических самолётов (АНТ-3, АНТ-4, АНТ-5, АНТ-6). Награждён орденами Ленина, Красной Звезды. Погиб в авиационной катастрофе. Имя Г. носит Казанское авиационное производственное объединение, а также Дворец культуры, Дом юного техника в Москве.

С. П. Горбунов.

горизонтальное оперение — горизонтальная аэродинамическая поверхность летательного аппарата, обеспечивающая его продольную устойчивость и продольную управляемость. Наиболее часто Г. о. устанавливают в хвостовой части летательного аппарата, однако имеются самолёты, у которых Г. о. размещено перед крылом (схема “утка”) — рис. 1. Хвостовое Г. о. может располагаться на фюзеляже (низкорасположенное Г. о.), на киле, сверху киля (так называемое Т-образное оперение) и сверху двух килей (рис. 2). В Т-образном оперении Г. о. менее подвержено влиянию скоса потока от крыла, поэтому эффективность единицы его площади на 30—40% выше, чем у низкорасположенного Г. о., однако у Т-образного оперения сложнее конструкция (и больше масса).

В традиционном случае Г. о. состоит из основной неподвижной части — стабилизатора (в схеме “утка” — дестабилизатора) и подвижной части — руля высоты (РВ), которую располагают вдоль задней кромки стабилизатора (дестабилизатора) — смотри Рули управления. Получили распространение поворотные Г. о. При этом на тяжелых неманёвренных самолётах поворотом стабилизатора обычно осуществляют балансировку летательного аппарата и снимают усилия с рычагов управления, тогда как РВ сохраняет свои функции управления продольным движением. На маневренных сверхзвуковых самолётах из-за существенного снижения эффективности несущих поверхностей (в том числе эффективности органов управления) при переходе от до- к сверхзвуковым скоростям полёта часто применяют целиком поворотное Г. о. (без РВ), которое является в этом случае и органом продольного управления.

Эффективность Г. о. оценивается через прирост продольной статической устойчивости летательного аппарата за счёт установки Г. о., определяется его аэродинамической компоновкой и пропорциональна статическому моменту AГ. о площади Г. о.: AГ. о = {{S}}Г. о{{L}}Г. о, где {{S}}Г. о — относительная площадь Г. о. (отношение площади Г. о. к площади крыла), {{L}}Г. о — относительное плечо Г. о. (см. Плечо оперения). Обычно значения AГ. о лежат в диапазоне 0,5—1. Основными расчётными случаями выбора площади Г. о. (в том числе РВ) являются: обеспечение заданного запаса продольной статической устойчивости летательного аппарата, его балансировки в ожидаемых условиях эксплуатации, а также отрыва носового колеса на взлёте при заданной скорости разбега и реализации определённых “Руководством полетной эксплуатации” нормальных перегрузок. Все эти условия должны выполняться во всём диапазоне эксплуатационных центровок летательного аппарата. Обычно площадь Г. о. тем больше, чем шире диапазон эксплуатационных центровок и чем выше эффективность механизации крыла.

При нормальной аэродинамической схеме самолёта (Г. о. в хвосте летательного аппарата) необходимая для его балансировки сила на Г. о. направлена против подъёмной силы крыла, что уменьшает общую подъёмную силу летательного аппарата и, следовательно, его аэродинамическое качество K. Для увеличения K стремятся уменьшить балансировочную силу на Г. о. путём перехода к малым запасам продольной статической устойчивости (или к задним центровкам). Максимальное значение K самолёта нормальной схемы достигается обычно при некоторой его продольной статической неустойчивости.

Конструкция Г. о. аналогична конструкции крыла. Однако, поскольку для самолётов нормальной схемы балансировочная сила на Г. о. становится особенно значительной при малых скоростях полёта с отклонённой механизацией крыла (взлётно-посадочные режимы), для обеспечения высоких несущих свойств Г. о. на больших отрицательных углах атаки часто применяют Г. о. с перевёрнутыми профилями (выпуклостью вниз, см. Профиль крыла) и иногда на Г. о. устанавливают предкрылки. Обычно площадь Г. о. составляет 20—30% площади крыла, удлинение {{λ}} = 3—5, сужение {{η}} = 2—3 (см. Сужение крыла), угол стреловидности {{χ}} Г. о. меняется в широких пределах; {{χ}} = 0—45{{°}}.

А. Г. Обрубов.

Рис. 1. Горизонтальные оперения в хвосте (а) и перед крылом (б) самолёта: 1 — стабилизатор; 2 — руль высоты; 3 — дестабилизатор.

Рис. 2. Низкорасположенное (а), Т-образное (б) и расположенное на двух килях (в) горизонтальные оперения.

горка — фигура пилотажа, прямолинейный набор высоты (см. рис.). Ввод в Г. осуществляется с перегрузкой, превышающей единицу. Вывод из Г. выполняется либо без крена, либо двумя поворотами летательного аппарата вокруг продольной оси на 180{{°}}, либо разворотом с креном более 90{{°}}. Г. может выполняться с торможением, с разгоном или на постоянной скорости. Различают пологую Г. (угол наклона продольной оси летательного аппарата на прямолинейном участке до 45{{°}}) и крутую Г. (угол более 45{{°}}).

Горка.

Горощенко Борис Тимофеевич (1896—1974) — советский учёный в области аэродинамики самолёта, генерал-майор инженерно-авиационной службы (1943), профессор (1939), доктор технических наук (1944), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1957). В Советской Армии с 1919. Окончил Академию Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского (1925; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). С 1926 преподавал там же, в 1941—1962 начальник кафедры динамики полёта. В 1929—1936 постоянный член Научно-технического комитета Военно-воздушных сил Рабоче-крестьянской Красной Армии. Автор ряда научных трудов по аэродинамике и динамике полёта летательного аппарата. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, орденом “Знак Почёта”, медалями. Портрет смотри на стр. 183.

Б. Т. Горощенко.

Горшков Георгий Георгиевич (1881—1919) — русский лётчик и воздухоплаватель, подполковник. Окончил офицерский класс учебного воздухоплавательного парка в Петербурге (1908), где овладел пилотированием аэростатов и дирижаблей. В 1910 освоил полёты на самолёте и стал инструктором в Петербургской офицерской воздухоплавательной школе в Гатчине. В 1911 командирован во Францию для стажировки на самолётах Л. Блерио. Работал помощником начальника Гатчинской военной авиационной школы (с 1914). Летал на многих типах самолётов. В начале Первой мировой войны назначен командиром корабля “Илья Муромец”, одновременно наблюдал за формированием и обучением других экипажей эскадры “Муромцев”. С декабря 1914 Г. в действующей армии, выполнил около 40 боевых вылетов на бомбардировку и разведку. Сражался за Советскую власть против армии Деникина. В начале 1919 член Особого комитета Высшей военной инспекции Рабоче-крестьянской Красной Армии по воздушному флоту. Необоснованно репрессирован, реабилитирован посмертно.

Г. Г. Горшков.

Горьковское авиационное производственное объединение имени С. Орджоникидзе — берёт начало от Горьковского авиационного завода №21. вошедшего в строй в 1932. В предвоенные годы на заводе имени С. Орджоникидзе выпускались истребители И-5, И-16, пассажирские самолёт ХАИ-1; было начато производство истребителя ЛаГГ-3. В годы Великой Отечественной войны завод поставил фронту более 17 тысяч истребителей (ЛаГГ-3, Ла-5, Ла-7), или примерно каждый четвёртый из построенных в военный период. В предвоенные и военные годы КБ завода возглавляли Н. Н. Поликарпов и С. А. Лавочкин. После войны завод продолжил производство истребителей Ла (поршневых Ла-9, Ла-11 и реактивных Ла-15), а с 1948 его основной продукцией стали истребители МиГ: МиГ-15, МиГ-17, МиГ-19, МиГ-21, МиГ-25, МиГ-31, их модификации. Предприятие награждено 2 орденами Ленина (1936, 1970), орденами Октябрьской Революции (1982), Трудового Красного Знамени (1941). В 1985 на основе завода образовано производственное объединение.

горючее — компонент топлива, подвергающийся окислению в процессе сгорания в камере воздушно-реактивного двигателя или жидкостного ракетного двигателя. Эффективность Г. определяется теплопроизводительностью Г. и физическими свойствами продуктов сгорания (молярной массой, теплоёмкостью и др.). В качестве Г. применяются жидкий водород, углеводороды, спирты, амины, гидразин и его алкильные производные, лёгкие металлы и их гидридные и органические производные. Г. должно быть стабильным, иметь малую токсичность.

Лит.: Моторные, реактивные и ракетные топлива, под ред. К. К. Папок и Е. Г. Семенидо, 4 изд., М., 1962.

горючесть — способность вещества, материала, изделия к самостоятельному горению. По Г. вещества, материалы, изделия, конструкции разделяют на: 1) горючие — способные к самостоятельному горению после удаления источника зажигания; 2) трудногорючие — способные к горению под воздействием источника зажигания, но не способные к самостоятельному горению после его удаления или за пределами его воздействия; 3) негорючие — совершенно не способные к горению.

Г. зависит от температуры, давлении, концентрации кислорода в воздухе, скорости потока воздуха, определяющего размера и степени дисперсности образца, в котором наблюдается горение. При этой материал, негорючий в одних условиях, может стать трудногорючим или даже горючим — в других. Г. конструкций и изделий зависит также от их формы и размеров, направления распространения пламени и взаимного расположения материалов с различной Г.

Горючие вещества, материалы и т. п. подразделяют по воспламеняемости: легковоспламеняющиеся — способные воспламеняться от кратковременного воздействия источников зажигания с низкой энергией (пламени спички или газовой горелки, горящей сигареты, искр электро- или газосварки и т. д.); средневоспламеняющиеся — способные воспламеняться от длительного воздействия источников зажигания с низкой энергией; трудновоспламеняющиеся — способные воспламеняться только под воздействием мощных источников зажигания.

Лабораторные методы, как правило, не позволяют оценить истинную Г. нового материала или изделия в условиях эксплуатации. Для реальной оценки Г. используют крупномасштабные огневые опыты или методы математического моделирования пожаров.

Применение легковоспламеняющихся материалов в конструкциях и интерьере любых обитаемых помещений и на летательных аппаратах недопустимо. Международная практика показывает, что материалы средней воспламеняемости в летательных аппаратах также не применяются, а использование трудновоспламеняющихся ограничено лишь мелкими деталями (рукоятками, кнопками и т. п.), удалёнными от потенциальных источников зажигания. В салонах, кухнях, туалетах, багажных и других помещениях пассажирских летательных аппаратов должны применяться только негорючие и трудногорючие материалы. Кроме пониженной Г., авиационные материалы должны также обладать низкой склонностью к дымообразованию и невысокой токсичностью продуктов горения.

Лит.: Монахов В. Т., Методы исследования пожарной опасности веществ, 2 изд.. М., 1979.

Горяинов Александр Александрович (1901—1974) — один из основоположников норм прочности, создатель и руководитель научно-информационной службы авиационной промышленности СССР. Окончил Московское высшее техническое училище (1925). С 1924 в Центральном аэрогидродинамическом институте начал исследования внешних нагрузок на самолёты. В 1926 совместно с Г. Н. Кузьминым создал первые в СССР “Нормы прочности самолётов”. В 1926—1933 провёл ряд важных исследований по прочности авиаконструкций. Один из авторов и ответственный редактор трехтомного “Справочника авиаконструктора”, изданного в 1937—1939. Награждён орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями.

А. А. Горяинов.

Горяйнов Николай Иосифович (1923—1976) — советский лётчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1967), Герой Советского Союза (1957). Окончил Батайскую военную авиационную школу лётчиков (1943), Школу летчиков-испытателей (1953). С 1953 на испытательной работе. Провёл комплекс заводских испытаний сверхзвукового стратегического бомбардировщика М-50. Участвовал в заводских испытаниях стратегического бомбардировщика 3М, в отработке систем дозаправки самолетов в воздухе. На самолёте 3М (201М) установил два мировых рекорда высоты полета. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Н. И. Горяйнов.

горячая конструкция — одна из возможных термосиловых схем конструкции сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов, испытывающих в полёте воздействие аэродинамического нагревания. В Г. к. не предусматривается какой-либо специальной системы теплозащиты, поэтому температура её элементов, образующих внешние обводы аппарата, близка к температуре равновесной. Средние значения температуры этих элементов достигают весьма высоких значений (например, температура Т нижней поверхности самолёта при полёте с крейсерской скоростью, соответствующей Маха числу М = 3, достигает 600 К; при М = 6 — Т {{}} 1000 К; при М = 10 — Т {{}} 1500 К), что приводит к необходимости использовать в качестве конструкционных материалов сталь и сплавы на основе титана, никеля, тугоплавких металлов.

Нестационарное и неравномерное температурное поле Г. к., обусловленное различием местных коэффициентов теплоотдачи, наличием внутреннего радиационного теплообмена, различием теплоёмкости и теплопроводности элементов и их соединений, может вызывать в конструкции значительные температурные напряжения и деформации (выпучивание). Поскольку температурные напряжения, достигающие значительной доли (40—60%) напряжений от внешних нагрузок, существенно снижают несущую способность конструкции, Г. к. придаются свойства, обеспечивающие её способность противостоять тепловым воздействиям. Снижение температурных напряжений в конструкции в основном достигается путём обеспечения более благоприятного температурного поля соответствующей комбинацией теплопроводности костей элементов и термосопротивлений между ними (рис. 1); введением термокомпенсаторов между элементами с различной тепловой деформацией (рис. 2 и 3); разделением элементов конструкции по их функциям на силовые, воспринимающие общие нагрузки, действующие на конструкцию, и экраны, которые воспринимают местные поверхностные нагрузки и предохраняют силовые элементы от интенсивных тепловых воздействий (рис. 3). Использование в Г. к. трёхслойных и гофрированных элементов способствует повышению их термоустойчивости и предотвращению термовыпучивания.

Высокая средняя температура элементов Г. к. приводит к ползучести материала, из которого изготовлен элемент. Поскольку единственным способом снижения скорости ползучести элементов Г. к. является ограничение действующих в них напряжений, с целью снижения массы конструкции панели внешней поверхности летательного аппарата могут проектироваться на меньший, чем у основной конструкции, ресурс. Положительными свойствами Г. к. являются независимость проектного значения её массы от требуемой продолжительности полёта и высокие эксплуатационные качества.

Применение Г. к. целесообразно в тех местах конструкции летательного аппарата, где равновесная температура не превышает допустимую для рассматриваемого конструкционного материала и отсутствует необходимость в дополнительной теплозащите внутренних объёмов для размещения полезной нагрузки, экипажа, топлива и т. д.

В. В. Лазарев.

Рис. 1. Управление температурным полем кессонного крыла горячей конструкции: 1 — панели с сотовым заполнителем; 2 — термосопротивление; 3 — гофрированные стенки; 4 — теплоизоляция, уменьшающая радиационное нагревание панели верхней поверхности крыла.

Рис. 2. Термокомпенсированная конструкция: 1 — подкреплённые гофром панели обшивки; 2 — термокомпенсатор; 3 — гофрированная стенка.

Рис. 3. Экранированная конструкция крыла: 1 — силовой ферменный каркас; 2 — обшивка-экран; 3 — термокомпенсатор.

госавианадзор CCCH, Государственная комиссия по надзору за безопасностью полётов воздушных судов при правительстве СССР, — общесоюзный орган, который осуществлял государственный надзор за обеспечением безопасности полётов воздушных судов, в частности за соблюдением действовавших в СССР правил полётов, правил руководства воздушным движением, правил производства, эксплуатации и ремонта гражданских воздушных судов; за соблюдением правил подготовки авиационного персонала в части, касающейся обеспечения безопасности полётов; за соблюдением Норм лётной годности (НЛГ) гражданских воздушных судов и правил их сертификации, норм годности к эксплуатации гражданских аэродромов и их оборудования, а также правил сертификации гражданских аэродромов. В функции Госавианадзора СССР входил контроль за разработкой и проведением в установленные сроки профилактических мероприятий, направленных на повышение безопасности полётов гражданских воздушных судов и надёжности авиатехники.

Госавианадзор СССР осуществлял проведение служебного расследования тяжёлых происшествий на территории СССР с гражданскими самолётами первого и второго классов, вертолётами первого класса, а при необходимости и в других случаях (см. Классы самолётов и вертолётов). Проводил расследование авиационных происшествий с воздушными судами иностранных государств на территории СССР и участвовал в расследованиях авиационных происшествий с самолётами СССР на территории других государств. При Госавианадзоре СССР функционировала научно-исследовательская лаборатория методов и средств расследования авиационных происшествий для оперативного проведения работ, связанных с обработкой и анализом полётной информации, получаемой при проведении расследования, а также с анализом состояния безопасности полётов воздушных судов. Госавианадзор СССР осуществлял контроль за правильностью классификации, объективностью и качеством расследования авиационных происшествий и инцидентов, принимал участие в разработке профилактических мероприятий, направленных на повышение безопасности полётов. Вёл учёт авиационных происшествий и анализ состояния безопасности полётов, осуществлял методическое руководство подготовкой специалистов по расследованию авиационных происшествий. Госавианадзор СССР выдавал сертификат лётной годности на тип гражданского воздушного судна, если по результатам заводских, государственных и эксплуатационных испытании установлено его соответствие действовавшим в СССР Нормам летной годности.

Решение Госавианадзора СССР по вопросам, относящимся к его компетенции, являлись обязательными для всех министерств, госкомитетов, ведомств, предприятий, учреждений и организаций.

государственные испытания летательного аппарата проводятся с целью определения соответствия характеристик и показателей летательного аппарата заданным требованиям и нормам в объёме, необходимом для принятия решения о запуске летательного аппарата в серийное производство и внедрении в эксплуатацию. В процессе Г. и. оценивается уровень унификации и стандартизации комплектующих агрегатов и изделий с учётом требуемой технологичности и ресурса, определяется достаточность средств наземного обслуживания и оборудования для нормальной эксплуатации летательного аппарата, готовятся материалы для отработки руководств по лётной и наземной эксплуатации. Г. и. проводятся представителями заказчика с участием представителей промышленности. При сложных испытаниях опытных летательных аппаратов (на прочность, сваливание, штопор и др.) используются воздушные и наземные средства (летающие лаборатории и летающие модели, лётно-моделирующие комплексы).

Г. и. и заводские испытания могут быть объединены в совместные Г. и., проводимые испытательной бригадой, в состав которой входят специалисты заказчика и исполнителя, под руководством государственной комиссии. Программа Г. и. (совместных Г. и.) предусматривает все виды испытаний, необходимых для определения и оценки соответствия характеристик и показателей летательного аппарата заданным требованиям и нормам с целью выдачи рекомендаций о пригодности летательного аппарата и его составных частей для принятия на снабжение и внедрения в серию. По результатам этих испытаний формируются технические условия на поставку серийных летательных аппаратов.

Лит.: Задачи и структура летных испытаний самолетов и вертолетов. М., 1982.

А. А. Лапин.

государственный научно-исследовательский институт авиационных систем (ГосНИИАС). Создан в 1946 на основе отделов Центрального аэрогидродинамического института и ЛИИ. Разрабатывает концепции перспективных авиационных комплексов и систем, отрабатывает и испытывает авиационные системы и бортовое оборудование летательного аппарата методами математического и полунатурного моделирования на динамических стендах и полигонах. Институт располагает вычислительным центром и экспериментальной базой, позволяющими воспроизводить условия полёта и функционирование бортовых систем летательного аппарата. Награждён орденом Трудового Красного Знамени (1977).

государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации (ГосНИИ ГА) — институт, разрабатывающий вопросы, связанные с эксплуатацией гражданской авиации. Учреждён решением Совет Народных Комиссаров СССР в октябре 1930 в Москве. С 1962 институт располагается в районе аэропорта Шереметьево. Создание ГосНИИ ГА (до 1954 научно-исследовательского института ГВФ) связано с активным развитием воздушного транспорта и началом широкого использования авиации в народном хозяйстве. Основные задачи института: внедрение в эксплуатацию новых типов самолётов и вертолётов, создание тренажёров, совершенствование лётной и технической базы самолётно-вертолётного парка, разработка методов обеспечения безопасности полётов, повышение эффективности и экономичности летательных аппаратов, медико-гигиеническое обеспечение полётов и разработка методов отбора и подготовки лётного состава, исследование перспектив развития воздушного транспорта и потребностей гражданской авиации в новой технике. ГосНИИ ГА располагает всеми структурными подразделениями, необходимыми для решения важнейших проблем развития гражданской авиации. В институте имеются лётно-испытательный комплекс, центры научной организации труда и научно-технической информации. ГосНИИ ГА участвовал в проведении государственных лётных испытаний многих типов гражданских самолётов, в том числе Ил-62, Ту-154, Як-42, Ил-86. Издаются “Труды” и сборники научно-технической информации. Награждён орденом Трудового Красного Знамени (1973).

государственный проектно-изыскательский и научно-исследовательский институт гражданской авиации — смотри “Аэропроект”.

государственный союзный сибирский научно-исследовательский институт авиации (СибНИА) имени С. А. Чаплыгина. Создан в июне 1946 на базе Новосибирского филиала Центрального аэрогидродинамического института, который образовался в августе 1941 на основе эвакуированных лабораторий и отделов Центрального аэрогидродинамического института и возглавлялся С. А. Чаплыгиным. Специализируется в области прочности (основное направление), аэродинамики и бортового оборудования летательных аппаратов. Институт располагает необходимой экспериментальной базой для лабораторных исследований по основным тематическим направлениям, в том числе для испытаний на прочность летательных аппаратов различных классов и их агрегатов, опытным производством, вычислительным центром. Издаёт “Труды”, тематические сборники.

“Гота” (Gothaer Waggonfabrik) — вагоностроительная фирма Германии, производившая также летательные аппараты. В годы Первой мировой войны (с 1917) строились тяжёлые двухдвигательные бомбардировщики G.IV и G.V (рис. в таблице VIII), Авиационное производство возобновилось в 1934. Сначала “Г.” была привлечена к строительству лёгких служебных и тренировочных самолётов, а затем бомбардировщиков Do 17 фирмы “Дорнье”. В 1941 выпустила транспортный буксируемый планёр Go.242.

“Гражданская авиация” — ежемесячный иллюстрированный массовый журнал. Основан в мае 1931 как орган Всесоюзного объединения ГВФ, с 1932 орган Главного управления ГВФ при Совете Народных Комиссаров СССР. Перерыв в издании с июня 1941 по январь 1955. С августа 1964 орган Министерства гражданской авиации СССР, с февраля 1971 также и ЦК профсоюза авиаработников. Журнал освещает вопросы развития воздушного транспорта, экономики и технического прогресса гражданской авиации, применения авиации в народном хозяйстве, пропагандирует опыт передовых коллективов, новаторов производства. Награждён орденом Дружбы народов (1981).

гражданская авиация СССР — составная часть единой транспортной системы и народно-хозяйственного комплекса СССР, обслуживала потребности народного хозяйства и населения в воздушных перевозках; использовалась в сельском хозяйстве, для аэрофотосъёмки местности, разведки полезных ископаемых и других работ. 17 января 1921 декретом “О воздушных передвижениях” устанавливались правила Полётов для советских и иностранных воздушных судов над территорией РСФСР и её территориальными водами”. Положения декрета легли в основу Воздушного кодекса СССР (утвержденного в 1932, 1935, 1961, 1983).

8 ноября 1921 было образовано смешанное “Русско-германское общество воздушных сообщений” (“Дерулюфт”). Регулярные полёты по первой международной почтово-пассажирской линии Москва — Кенигсберг открыл 1 мая 1922 пилот И. Ф. Воедило (в 1926 линия была продлена до Берлина, на ней работали такие известные лётчики, как Н. П. Шебанов, В. С. Рутковский и др.).

В начале 20-х гг. самолёты стали применяться помимо транспортных и на других видах работ. В июле 1922 на московском (Ходынском) аэродроме пилот Н. П. Ильзин провёл опытные полеты по опрыскиванию растений ядохимикатами для уничтожения вредителей и болезней сельскохозяйственных культур. К этому же времени (лето 1922) относится проведение аэрофотосъёмки дна Каспийского моря, цель которой — разведка его нефтеносных участков. 1 декабря 1922 при Главном управлении Рабоче-Крестьянского Красного Военно-воздушного Флота (Главвоздухфлот) была создана Инспекция ГВФ, призванная разрабатывать мероприятия по развитию гражданской авиации и осуществлять контроль за её деятельностью.

9 февраля 1923 Совет Труда и Обороны (СТО) принял постановление об организации Совета по гражданской авиации при Главвоздухфлоте. Этот день стал официальной датой рождения Г. а. СССР. Инспекция ГВФ являлась исполнительным и техническим органом Совета. В состав его вошли представители Главвоздухфлота, Высший совет народного хозяйства, наркоматов иностранных дел, торговли, путей сообщения, почт и телеграфов. Совет руководил всей деятельностью Г. а. СССР. 17 марта 1923 было создано первое авиатранспортное предприятие РСФСР — “Добролёт”. В том же году аналогичные общества появились на Украине — “Укрвоздухпуть” и в Закавказье —“Закавиа” (в декабре 1929 на их базе организовано единое общество “Добролёт СССР”). Созданное в марте 1923 Общество друзей воздушного флота (ОДВФ) уже через 3 месяца имело в своих рядах 196895 человек, а через год — около 1 миллиона человек. Общество друзей воздушного флот сыграло важную роль в укреплении материально-технической базы, пропаганде достижений Г. а. СССР. 15 июля 1923 открылась первая в СССР регулярная воздушная линия Москва — Нижний Новгород, первый рейс выполнил пилот Я. Н. Моисеев. 19 октябрь 1923 СТО утвердил ориентировочный план развития воздушных линий на 1924—1926, предусматривавший открытие новых авиалиний протяжённостью свыше 6 тысяч км в индустриальных районах, а также в Сибири, на Дальнем Востоке, в Закавказье и Средней Азии. Освоение советскими авиаторами воздушных путей проходило в сложных условиях; фактически не было средств навигации и связи, метеорологического обеспечения полётов. Однако несмотря на эти трудности, значение авиации как транспортного средства из года в год возрастало. На внутренние линии вышли отечественные самолёты АК-1, У-2, К-5, АНТ-4. Успешно эксплуатировался самолёт ПМ-1 на трассах Москва — Ленинград, Москва — Берлин. В 1926 начались полёты из СССР в МНР по авиалинии Верхнеудинск (ныне Улан-Удэ) — Урга (ныне Улан-Батор), а в 1927 были открыты линии Ленинград — Берлин, Ташкент — Кабул. За 1923—1928 ГВФ перевёз свыше 28 тысяч пассажиров и около 700 т грузов. В 20-е гг. совершались перелёты с целью освоения новых воздушных трасс, проверки качества отечественных самолётов и двигателей. В них участвовали Б. К. Веллинг, М. М. Громов, А. Н. Екатов, А. И. Томашевский, С. А. Шестаков и другие пилоты.

Для успешного решения задач, поставленных перед Г. а. СССР в годы предвоенных пятилеток, требовались новые, более совершенные формы её организации. В связи с этим 23 февраля 1930 Совет по гражданской авиации был упразднён, а его функции переданы Главной инспекции. В целях дальнейшей централизации деятельности Г. а. СССР 29 октября 1930 постановлением Совета Народных Комиссаров СССР образовано Всесоюзное объединение ГВФ (ВОГВФ) при СТО (“Добролёт” и Главная инспекция упразднены). 25 февраля 1932 ВОГВФ было преобразовано в Главное управление ГВФ (ГУГВФ) при Совет Народных Комиссаров СССР, получившее название “Аэрофлот”. В подчинении ГУГВФ находились хозрасчётные тресты “Трансавиация”, “Сельхозавиацня” и другие, которые 19 мая 1934 постановлением Совета Народных Комиссаров СССР были ликвидированы, вместо них образованы 12 территориальных Управлений Г. а. СССР: Московское, Украинское, Среднеазиатское, Закавказское, Казахское, Северо-Кавказское, Западно-Сибирское, Волжское, Уральское, Восточно-Сибирское, Дальневосточное, Северное. ГУГВФ были переданы из Наркомзема СССР сельскохозяйственная авиация (ноябрь 1932) и из Наркомздрава СССР санитарная авиация (ноябрь 1937). Для работников Г. а. СССР в 1932 были введены форменная одежда и знаки различия. В 1935 учреждён нагрудный знак “Отличник Аэрофлота”. В 30-е гг. получили развитие воздушные сообщения в центральных районах страны, в Казахстане (авиалинии соединили Алма-Ату с Куста-Наем, Акмолинском, Карагандой и др.), на европейском Севере (линия Архангельск — Сыктывкар и др.), в Сибири и на Дальнем Востоке.

Задачи по обслуживанию научно-исследовательской экспедиции в северных широтах, ледовой разведке и проводке судов решало управление полярной авиации, входившее в состав Главсевморпути (организовано 17 декабря 1932). Беспримерная в истории воздушно-транспортная операция по спасению участников экспедиции на пароходе “Челюскин” продемонстрировала мужество пилотов, большие возможности отечественных самолётов (см. Челюскинская эпопея). Видное место в покорении Северного полюса заняла Арктическая воздушная экспедиция 1937.

В 1940 в СССР насчитывалось 150 крупных аэропортов, часть которых была оборудована системой слепой посадки “Ночь-1” (принята в эксплуатацию в 1939). Парк Г. а. СССР пополнился новыми пассажирскими самолётами ПС-35 и ПС-84 (Ли-2), имелась большая сеть местных линий во всех районах страны. В 1940 было перевезено 410 тысяч пассажиров, 475 тысяч т грузов, 14,6 тысяч т почты. В 20—30-х гг. Г. а. СССР возглавляли: П. И. Баранов (1924—1930), А. З. Гольцман (1930—1933), И. С. Уншлихт (1933—1935), И. Ф. Ткачёв (1935—1938), В. С. Молоков (1938—1942).

В начале Великой Отечественной войны ГУГВФ в оперативном отношении подчинялось Наркомату обороны. Были сформированы шесть авиагрупп ГВФ особого назначения, три авиаотряда для авиационного обеспечения частей Военно-морского флота и эскадрилья связи. В мае 1942 ГУГВФ подчинено командованию Военно-воздушных сил Красной Армии, в ноябре на базе авиагрупп созданы отдельные авиаполки ГВФ и три авиадивизии: транспортная, связи и перегонки самолётов. Гражданские авиаторы на самолётах Ли-2, ПС-40, У-2 и других совершали полёты к линии фронта и в тыл врага, обеспечивали действия партизан, доставку десантов, вооружения, боеприпасов, продовольствия, оказывали интернациональную помощь участникам Сопротивления Болгарии, Польши, Чехословакии, Югославии. За годы Великой Отечественной войны экипажами Г. а. СССР на фронте и в тылу перевезено более 2 миллионов 350 тысяч человек и 278 тысяч т грузов. Только с посадкой в тылу врага ими совершено свыше 19 тысяч самолёто-вылетов, перевезено 27574 человек, 4549 т грузов. Ратный подвиг гражданских авиаторов был высоко оценён: более 12 тысяч человек отмечены наградами СССР, 6 фронтовых подразделений преобразованы в гвардейские, 12 присвоены почётные наименования, 9 награждены орденами и медалями, 15 авиаторам присвоено звание Героя Советского Союза. После окончания войны осуществлён ряд важных мероприятий по восстановлению разрушенных объектов Г. а. СССР и развитию сети воздушных сообщений. В результате напряжённой работы к концу 1945 были подготовлены к эксплуатации в сложных метеоусловиях и ночью аэропорты на трассах Москва — Иркутск, Москва — Ташкент — Алма-Ата, Москва — Баку — Ашхабад. В целом по стране в 1945 объём авиаперевозок возрос вдвое по сравнению с 1940.

Г. а. СССР оснащалась новой авиационной техникой — самолётами Ил-12, Ан-2, Ил-14, Як-12. С 1954 началось широкое внедрение в эксплуатацию вертолётов Ми-1 и Ми-4. В середине 50-х гг. аэропорты 1-го класса начали оборудоваться курсоглиссадной системой посадки СП-50. Широкое внедрение УКВ радиосвязи значительно повысило оперативность управления воздушным движением и качество радиообмена между работниками службы управления воздушным движением и командирами воздушных судов. В мае 1954 ГУГВФ было подчинено Совету Министров СССР. Знаменательным стал 1956, когда на авиалинии вышел первый советский реактивный пассажирский самолёт Ту-104. 15 сентября 1956 на самолёте Ту-104 был выполнен первый регулярный рейс с пассажирами по маршруту Москва — Иркутск. В этом же году самолёты Ту-104 стали летать на линиях Москва — Тбилиси, Москва — Ташкент, Москва — Хабаровск, а 12 октября 1956 состоялся первый рейс по международной линии Москва — Прага. В 50-х гг. созданы и первые советские турбовинтовые пассажирские самолёты. К концу 50-х гг. на воздушных трассах эксплуатировались магистральные самолёты Ту-114, Ту-104, Ил-18, Ан-10 и самолёты местных авиалиний Ил-14, Ли-2 и Ан-2. В различных отраслях народного хозяйства использовались многоцелевые вертолёты Ми-6, Ка-15, Ка-18. В 1958 аэродромы стали оснащаться прожекторами и линзовыми огнями высокой интенсивности, а с 1960 — радиомаяками ближней навигации, позволявшими экипажам в любое время суток определять своё местонахождение на трассе.

В 60-е гг. в Г. а. СССР проведён ряд организационных мероприятий, направленных на централизацию и улучшение деятельности отрасли. 3 января 1960 в ведение ГУГВФ была передана полярная авиация Главсевморпути. 27 июля 1964 на базе ГУГВФ образовано общесоюзное Министерство гражданской авиации (МГА), на которое возлагалось руководство воздушным транспортом как составной частью народного хозяйства СССР. В подчинении Министерства гражданской авиации (организационная структура сохранилась в основном до конца 80-х гг.) находились управления гражданской авиации во всех союзных республиках, выполнявшие как транспортные работы, так и работы по применению авиации в народном хозяйстве, Транспортное управление международных воздушных линий (с февраля 1971 Центральное управление международных воздушных сообщений — ЦУМВС), отраслевые вузы и средние специальные учебные заведения, авиаремонтные заводы, научно-исследовательские организации, строительно-монтажные управления. Расширению географии полётов на трассах союзного значения способствовали поступившие в Г. а. СССР реактивные самолёты Ту-124, Ил-62, Ту-134; на линии местного значения вышли комфортные самолёты Ан-24 и Як-40. Укреплялась и наземная материально-техническая база отрасли. В 1970 перевезено 71,4 миллионов пассажиров, 1516,2 тысяч т грузов, 328,2 тысяч т почты. 14 ноября 1970 СССР вступил а члены Международной организации гражданской авиации (ИКАО).

В рамках Международной организации гражданской авиации советские специалисты участвовали в подготовке международных правовых норм, связанных с ответственностью за ущерб, причинённый воздушным судном, внесли вклад в разработку конвенции о правах и обязанностях командира воздушного судна. СССР был инициатором принятия решения об усиления деятельности Международной организация гражданской авиации в вопросах использования космической техники для нужд гражданской авиации.

В 70—80-х гг. работы по совершенствованию Г. а. СССР продолжались. В 1972 была внедрена АСУ “Сирена” для бронирования и продажи билетов на внутренних авиалиниях, имевшая выходы на пульты-манипуляторы более 40 агентств “Аэрофлота” в крупных городах страны. 9 февраля 1972 состоялся первый рейс турбореактивного самолёта Ту-154 из Москвы в Минеральные Воды. В том же месяце самолёты Ту-154 начали летать по трассе Москва — Симферополь, а через год — Москва — Челябинск. В октябрь 1974 сибирские авиаторы освоили на этом самолёте авиалинию Новосибирск — Москва. В 1976 самолёты Ту-154 связали воздушным сообщением Москву с Алма-Атой, Братском, Барнаулом, Ереваном. В Якутии и Средней Азии проходили эксплуатационные испытания 17-местные самолёты Л-410 производства Чехословакии, предназначенные для местных воздушных линий, в Тюмени — самолёт Ил-76Т грузоподъёмностью 40 т. Поступление в Г. а. СССР новой техники, расширение географии полётов требовали ускоренного строительства аэровокзалов, гостиниц, грузовых складов. В 1971—1976 были построены и сданы в эксплуатацию аэровокзалы общей пропускной способностью 20 тысяч пассажиров в 1 ч (среди крупных — Ленинградский, Алма-Атинский, Минский, Магаданский и др.), гостиницы в Тюмени, Красноярске, Сургуте, Чите, Салехарде и др. Рост интенсивности воздушного движения, эксплуатация скоростных многоместных самолётов и сложной наземной авиационной техники вызвали необходимость осуществления комплексных мер по обеспечению безопасности и повышению регулярности полётов. В феврале 1973 при Министерстве гражданской авиации были созданы Госавианадзор СССР и Госавиарегистр СССР, преобразованные в сентябре 1986 в Государственную комиссию по надзору за безопасностью полётов при Совете Министров СССР. Для совершенствования управления воздушным движением аэропорты оснащались новыми маркерными радиомаяками системы посадки и азимутально-дальномерными радиомаяками ближней навигации. Магистральные самолеты Ил-62, Ту-154, Ту-134 оборудовались новой системой регистрации параметров полёта, более совершенными бортовыми радиостанциями КВ и УКВ диапазонов. В 1971—1975 расширились связи “Аэрофлота” с авиакомпаниями зарубежных стран. В ноябре 1972 самолёт Ил-62М проложил воздушную трассу из Москвы через Алжир и Рабат в Гавану. Начались полёты по линиям Москва — Лондон — Нью-Йорк, Москва — Париж — Монреаль, Успешно эксплуатировалась транссибирская авиамагистраль; между Западной Европой и Японией через СССР курсировали самолёты “Аэрофлота”, зарубежных авиакомпаний “ДЖАЛ”, “Эр Франс”, “САС”, “Люфтганза” и др. СССР внёс важные предложения в Международная организация гражданской авиации по совершенствованию методов воздушной навигации, разработке стандартов на авиационную технику, внедрению метрической системы единиц. Продолжая наращивать объём работ по обслуживанию отраслей народного хозяйства. Г. а. СССР внесла значительный вклад в освоение нефтяных и газовых месторождений, строительство газопроводов и нефтепроводов. Многие работы по транспортировке тяжеловесного крупногабаритного оборудования выполнялись с помощью самолётов Ил-76Т и вертолётов Ми-6, Ми-8, Ми-10К. Расширению масштабов аэрофотосъёмочных работ способствовало поступление в Г. а. СССР новых самолётов-аэрофотосъёмщиков Ан-30. В 1971—1975 была сфотографирована площадь 28 миллионов км2. В сельской местности широкое распространение получило строительство опорных баз и аэродромов с твёрдым покрытием взлётно-посадочной полосы (к концу 80-х гг. их насчитывалось свыше 2000 свыше 400 строилось). На полях Казахстана ежегодно участвовало в работах по уничтожению сорняков около 900 самолётов. Обрабатываемая с воздуха площадь сельскохозяйственных угодий в Нечернозёмной зоне РСФСР составляла 80 миллионов га. Росли объёмы авиационных работ по охране лесных богатств страны, обработке хлопчатника. В середине 70-х гг. Г. а. СССР стала рентабельной отраслью народного хозяйства страны. В 1975 “Аэрофлот” перевёз 98,1 миллионов пассажиров, 2091,4 тысяч т грузов, 380,9 тысяч т почты,

В 1976—1980 было построено свыше 80 аэровокзалов общей пропускной способностью около 20 тысяч пассажиров в 1 ч. В их числе Шереметьево-2 в Москве, аэродромные комплексы в Таллинне, Фрунзе, Ереване, Владивостоке и др. Реконструкция Внуковского аэропорта, в Москве повысила его пропускную способность до 4100 пассажиров в 1 ч. Построено и реконструировано 25 взлётно-посадочных полос для приёма самолётов Ил-62 и Ту-154 в Петропавловске-Камчатском, Хабаровске, Красноярске, Певеке и др. После введения в эксплуатацию в январе 1977 первой отечественной АСУ “Старт” в ленинградском аэропорту Пулково ею были оснащены аэропорты в Киеве (Борисполь), Ростове-на-Дону, Минеральных Водах, Сочи. В 1981 введена в действие АСУ в московской воздушной зоне, рассчитанная на одновременную обработку данных по 325 самолётам, находящимся в воздухе. Продолжалось оснащение самолётов Ил-62, Ту-154, Ту-134 комплексом средств автоматизированного захода на посадку в сложных метеоусловиях. В целях экономии авиационного топлива проводилась дальнейшая работа по “спрямлению” трасс, широкому использованию тренажёрной техники.

В конце 70-х гг. введены в эксплуатацию 350-местный широкофюзеляжный пассажирский самолёт Ил-86 и ближний магистральный пассажирский самолёт Як-42. В 80-е гг. созданы пассажирские самолёты нового поколения — широкофюзеляжный дальний магистральный самолет Ил-96-300, средний магистральный самолёт Ту-204, самолёт Ил-114 для местных воздушных линий и др.

К концу 80-х гг. “Аэрофлот” перевозил ежегодно более 120 миллионов пассажиров, около 3 тысяч т грузов, свыше 400 тысяч т почты. На долю воздушного транспорта приходилось до 20% общего пассажирооборота СССР, а на дальних магистралях (4 тысяч км и более) — свыше 80%. Доля авиаперевозок в грузообороте страны была невелика (менее 0,1%). Самолёты Г. а. СССР выполняли регулярные полёты в 4000 городов и населенных пунктов Советского Союза и в аэропорты почти 100 зарубежных государств (см. карту). Общая протяжённость воздушных линий “Аэрофлота” превысила 1 миллион км. Значительно возросли скорость перевозок, производительность полётов и их эффективность. Расширялось применение Г. а. в сельском хозяйстве, энергетическом строительстве, лесной промышленности и в других отраслях.

Подготовку кадров Г. а. СССР вели отраслевые учебные заведения: Академия гражданской авиации в Ленинграде, институты инженеров гражданской авиации в Москве, Киеве, Риге, высшие лётные училища в Кировограде и Актюбинске, а также институт повышения квалификации в Ульяновске, лётные и технические училища. В конце 1980 Актюбинское и Кировоградское лётные училища готовили пилотов для транспортной авиации, Сасовское и Бугурусланское — для авиации местных линий, Краснокутское и Кременчугское (вертолётное) — для народно-хозяйственной авиации. С 1978 в лётных училищах гражданской авиации был введён профессионально-психологический отбор абитуриентов. Г. а. СССР имела несколько научно-исследовательских институтов: Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации, “Аэропроект”, Научно-экспериментальный центр автоматизации управления воздушным движением и др.

В 40—80-х гг. Г. а. СССР возглавляли: Ф. А. Астахов (1942—1947), Г. Ф. Байдуков (1947—1949), С. Ф. Жаворонков (1949—1957), П. Ф. Жигарев (1957—1959), Е. Ф. Логинов (1959—1970), Б. П. Бугаев (1970—1987), А. Н. Волков (1987—1990), Б. Е. Панюков (1990—1991). Г. а. СССР награждена орденами Ленина (1963), Октябрьской Революции (1973).

Лит.: История гражданской авиации СССР, М., 1983.

гражданство членов экипажа. Вопрос о Г. ч. э. регулируется законодательством Государства, в реестр которого занесено воздушное судно. Законодательство по этому вопросу разнообразно. В некоторых странах в состав экипажа воздушного судна могут входить лишь собственные граждане; допущение иностранных граждан в качестве членов экипажа, особенно на постоянную работу, ограничено. Законодательство большинства стран не содержит положений о Г. ч. э. и предоставляет авиационной администрации право запрещать или ограничивать выдачу соответствующего свидетельства иностранному гражданину.

Двухсторонние соглашения о воздушном сообщении зачастую содержат правила, позволяющие одному договаривающемуся государству отказать в допуске на свою территорию воздушных судов другого договаривающегося государства, если в составе экипажа этого воздушного судна имеются граждане третьего государства.

гранатомёт авиационный — обычно гладкоствольное автоматическое оружие боевого вертолёта для стрельбы унитарными гранатами по наземным площадным целям. Калибр современных авиационных Г. 30—45 мм. Автоматика Г. действует за счет энергии внешнего привода (преимущественно электрического, см. рис.); возможно использование энергии отводимых пороховых газов, отката ствола, свободного затвора и др. Отличительными особенностями авиационного Г. по сравнению с авиационными автоматическими пушками являются простота конструкции, относительно низкая стоимость, малая начальная скорость гранаты (200—300 м/с), короткий ствол (10—15 калибров), низкое максимальное давление в канале ствола (120—150 МПа), небольшие габаритные размеры и масса образца (1525 кг) и др. Малая начальная скорость гранаты обусловливает большое рассеивание и навесную траекторию её полёта. Большое рассеивание делает неэффективной стрельбу из Г. по малоразмерным одиночным целям, поэтому Г. применяются в основном как дополнительное вооружение для поражения площадных целей (при этом навесная траектория позволяет обеспечить поражение целей, расположенных за складками местности). Г. размещаются на летательном аппарате в подвижных и неподвижных установках с дистанционным управлением стрельбой, которая ведётся преимущественно на дальностях 1—2 км. Для авиационного Г. в условиях ограниченного из-за противодействия противника времени стрельбы важно повышение скорострельности Г., что является одной на основных задач совершенствования авиационного автоматического оружия.

А. Г. Шипунов.

Принципиальная схема устройства 40-мм автоматического авиационного гранатомёта XM-129 (США): 1 — электроконтакт капсюля гранаты; 2 — запирающий клин; 3 — барабан; 4 — криволинейный паз для возвратно-поступательного перемещения ствола; 5 — электродвигатель; 6 — ствол; 7 — ствольная коробка; 8 — граната; 9 — криволинейный паз механизма подачи гранат; 10 — криволинейный паз запирающего клина; 11 — механизм подачи.

гранулируемые сплавы — конструкционные металлические материалы, полученные путём изостатического прессования при высоких давлениях (компактирования) мельчайших частиц (гранул) сплавов определенного химического состава, закристаллизовавшихся с высокой скоростью. Металлургия гранул — одно из перспективных направлений порошковой металлургии. В авиационной промышленности широкое применение находят Г. с. на основе никеля, титана, алюминия.

Технологическая схема изготовления заготовок или деталей методом металлургии гранул включает следующие операции; приготовление расплава, по химическому составу соответствующего заданному сплаву; получение гранул (используются методы центробежного распыления заготовок, оплавляемых плазменной дугой, распыления расплава сжатыми инертными газами, центробежного распыления расплава и др.); рассев и сепарация гранул; дегазация гранул и засыпка их в герметичные металлические или керамические формы; компактирование гранул в заготовки с плотностью, близкой к теоретической, методами горячего изостатического прессования (в специальных аппаратах — газостатах или высокотемпературных гидростатах) или в контейнерах обычных гидравлических прессов. Первичное компактирование может дополняться прессованием, ковкой или штамповкой, Компактные заготовки подвергают затем термической и механической обработке и контролю качества.

Важная характерная особенность металлургии гранул — высокая скорость затвердевания капель металлического расплава: если затвердевание промышленных слитков проходит при скорости охлаждения менее 1{{°}}С/с, то при затвердевании гранул размером до 200—300 мкм скорость охлаждения в интервале кристаллизации превышает 10000{{°}}С/с.

Высокие скорости охлаждения, достигаемые при кристаллизации гранул, в сочетании с горячим изостатическим прессованием обеспечивают ряд преимуществ нового технологического процесса: отсутствие в больших объёмах зональной ликвации и высокая однородность состава, структуры и свойств изделий даже из сложнолегированных сплавов; значительно меньшая чувствительность свойств к размерам заготовок и деталей; измельчение структуры сплава в сочетании со смещением фазовых равновесий по диаграмме состояния; возможность изготовления деталей или точных заготовок сложной формы при минимальной трудоёмкости; резкое сокращение расхода металла; возможность получения изделий из сплавов с повышенным содержанием легирующих компонентов, а также создания нового класса материалов переменного химического состава, обеспечивающих значительное повышение механических, эксплуатационных и многих специальных характеристик. Так, в сплавах алюминия с переходными металлами в несколько раз увеличивается растворимость (пересыщение твёрдого раствора), что приводит к существенному повышению конструкционной прочности и жаропрочности. Г. с. алюминия со свинцом, которые невозможно получить традиционным способом, значительно превосходят известные алюминиевый сплавы с оловом по антифрикционным свойствам. Гранулирование, приводя к многократному измельчению хрупких первичных кристаллов, даёт возможность, эффективно деформируя брикеты, получать изделия с низким коэффициентом линейного расширения (сплавы алюминия с высоким содержанием кремния) и с хорошим сочетанием прочности и электрической проводимости при повышенных температурах (сплавы алюминия с редкоземельными металлами). Из высоколегированных никелевых сплавов, не поддающихся обработке давлением из-за малой пластичности в литом состоянии, методом металлургии гранул изготовляются диски газотурбинных двигателей. Предел прочности этих дисков на 20%, а при высоких температурах на 30% выше, чем у дисков, получаемых в серийном производстве обычными способами. Новая технология позволяет снизить массу деталей и увеличить ресурс.

Наряду с Г. с. на основе никеля, титана, алюминия получают распространение и другие гранулируемые материалы. Так, гранулируемые быстрорежущие стали обеспечивают значительно более высокую стойкость режущего инструмента и возможность замены дефицитных легирующих элементов. Металлургия гранул открывает широкие перспективы для повышения свойств сплавов на основе различных металлов.

Лит.: Металлургия гранул — новый прогрессивный технологический процесс производства материалов, в сб.: Обработка легких и жаропрочных сплавов, М, 1976; Добаткин В. И., Елагин В. И., Гранулируемые алюминиевые сплавы. М., 1981.

В. И. Добаткин, Н. Ф. Аношкин.

графика машинная — совокупность математических и аппаратных средств, обеспечивающих представление и преобразование в ЭВМ графической информации. Математические средства Г. м. — графические алгоритмы, структуры данных, графические языки. Графические алгоритмы используются для решения задач построения геометрического объекта, геометрических преобразований (поворот, перенос, изменение масштаба и др.), позиционирования (определение линий пересечения поверхностей), метрических операций (вычисление длины линии, площади поверхности, объёма тела и др.), интерполяции и аппроксимации кривых и поверхностей, визуализаций геометрических объектов. Для визуализации используются методы начертательной геометрии, позволяющие представить на плоскости пространственные объекты, линейные рисунки двумерных объектов, линейные (каркасные) рисунки трёхмерных объектов, в том числе с удалением невидимых линий, монохроматические и многоцветные тоновые изображения поверхностей и сплошных тел (см. рис.). Структура графических данных — разновидность базы данных, в соответствии с которой строится так называемый дисплейный файл — последовательность команд и данных, управляющая работой устройства визуализации. Графический язык — разновидность алгоритмического языка высокого уровня, реализующего алгоритмы Г. м. Аппаратными средствами Г. м. служат графические периферийные устройства ЭВМ. При наличии соответствующих аппаратных средств взаимодействия человека с ЭВМ и команд графического языка, обеспечивающих режим диалога работы ЭВМ, используется так называем интерактивная графика. Г. м. позволяет глубже и шире использовать возможности системы автоматизированного проектирования авиационной техники и других автоматизированных систем.

Изображение сплошного тела с помощью машинной графики.

Грацианский Алексей Николаевич (р. 1905) — советский полярный лётчик, Герой Советского Союза (1957). Окончил Киевский политехнический институт и Харьковское лётное училище (1928). С 1929 работал лётчиком-испытателем в ОКБ К. А. Калинина; по заданию Осоавиахима построил учебно-спортивный самолёт “Онега” со складывающимся крылом. С 1934 в полярной авиации. Летал на гидросамолётах на линиях: Иркутск — Якутск — Тикси, Красноярск — Игарка — Диксон. Участвовал в поисках пропавшего самолёта С. А. Леваневского (1937—1938), испытывал многие типы самолетов. Участник Великой Отечественной войны. В 1958—1965 заместитель генерального конструктора в ОКБ О. К. Антонова. Награждён 2 орденами Ленина, медалями.

А. Н. Грацианский.

гребень аэродинамический — вспомогательная, как правило вертикальная, аэродинамическая поверхность самолёта, предназначенная для повышения его путевой статической устойчивости (см. Боковая устойчивость). Наиболее часто Г. а. располагаются в плоскости симметрии самолёта на хвостовой части фюзеляжа — форкиль (располагается перед килем) и под фюзеляжем — подфюзеляжкый гребень. Форкиль увеличивает путевую статическую устойчивость самолёта на больших углах скольжения. Один или несколько подфюзеляжных гребней, расположенных под углом к плоскости симметрии, повышают путевую статическую устойчивость самолёта на больших углах атаки. Чтобы обеспечить более благоприятные условия для взлёта, посадки и стоянки летательного аппарата, эти гребни могут выполняться складывающимися (убирающимися). Иногда применяют горизонтальный Г. а., устанавливаемый на носовой части фюзеляжа; такой гребень аэродинамически благоприятно взаимодействует с вертикальным оперением (см. Интерференция аэродинамическая). Г. а. чаще всего применяют на манёвренных сверхзвуковых самолётах, на которых только вертикальным оперением трудно обеспечить требуемый запас путевой статической устойчивости на всех режимах полёта. Площадь Г. а. обычно невелика (1—3% площади крыла).

Грибовский Владислав Константинович (1899—1977) — советский военный лётчик и авиаконструктор, полковник. Окончил Петроградские артиллерийские курсы командного состава РККА (1920), Егорьевскую теоретическую школу лётчиков (1921), 1-ю Московскую высшую школу военных лётчиков (1923), Севастопольскую лётную школу (1923), Высшую военно-авиационную школу воздушной стрельбы и бомбометания (1924). В 1930—1932 начальник Московской школы лётчиков Осоавиахима, в 1932—1938 заместитель начальник КБ Осоавиахима, в 1938—1939 начальник опытного отдела планёрного завода, в 1939—1943 начальник и главный конструктор ОКБ, в 1943—1948 главный конструктор и директор (с 1947) авиационного завода. Под руководством Г. созданы учебно-тренировочные планеры Г-2бис, Г-6, Г-7, Г-9, Г-13, первый в СССР гидропланёр Г-12, спортивно-тренировочные самолёты Г-10, Г-14, Г-22, Г-23, Г-25. На самолётах и планерах Г. установлен ряд мировых рекордов. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, медалями.

В. К. Грибовский.

Григолюк Эдуард Иванович (р. 1923) — советский учёный в области механики, член-корреспондент АН СССР (1958). После окончания Московского авиационного института (1944) преподавал в ряде вузов [Московский авиационный институт (проф. с 1965), Московское высшее техническое училище, Московский государственный университет и др.]. Работал в Институте механики АН СССР (1953—1958), Институте гидродинамики Сибирского отделения АН СССР (1958—1965), заведующим лабораторией Института механики МГУ (с 1966), заведующий кафедрой Московского автомеханического института (с 1977). Основные труды в области прочности прямоточного воздушно-реактивного двигателя, прочности и устойчивости оболочек. Награждён орденами Дружбы народов, “Знак Почёта”.

Э. И. Григолюк.

Григорович Дмитрий Павлович (1883—1938) — один из пионеров Отечественного самолётостроения. Окончил Киевский политехнический институт (1909). В годы учёбы в институте предпринял первые попытки постройки лёгких спортивных самолётов. С 1911 издавал в Петербурге журнал “Вестник воздухоплавания:”. В 1913 поступил на завод “Первого Российского товарищества воздухоплавания Щетинин и К°”, а в середине 1917 основал собственный небольшой завод, который был национализирован в марте 1918. В период 1913—1918 построил серию гидросамолётов от М-1 до М-20, наиболее удачными из которых были летающие лодки М-5 и М-9 (см. Григоровича самолёты), составившие основу формирования парка Отечественной гидроавиации. К конструкторской деятельности вернулся в 1922, работал на авиационных заводах, в конструкторских организациях (отделе морского опытного самолётостроения, Центральном КБ) и в 1923—1938 создал ряд самолетов морского и наземного базирования, в том числе летающую лодку М-24, первый советский истребитель, принятый на вооружение (И-2бис), пушечные истребители И-Z и ИП-1. Был необоснованно репрессирован и в 1928—1931 находился в заключении, работая при этом в ЦКБ-39 ОГПУ, где были созданы истребители И-Z и (совместно с Н. Н. Поликарповым) И-5. Всего Г. создано 80 самолётов различных типов. Под его руководством работали С. П. Королёв, С. А. Лавочкин, Н. И. Камов, Г. М. Бериев, И. В. Четвериков, В. Б. Шавров, Н. К. Скржинский, М. К. Тихонравов, ставшие впоследствии известными конструкторами авиационной и ракетно-космической техники. После основания Московского авиационного института возглавил кафедру конструкции самолётов. Портрет смотри на стр. 191.

Лит.: Арлазоров М. С., Конструкторы, М., 1975.

Д. П. Григорович.

Григоровича самолёты. В период 1908—1935 Д. П. Григоровичем создано 80 самолётов разнообразных типов, в числе которых гидросамолёты различного назначения, истребители и другие самолёты сухопутного базирования. Многие из них были в серийном производстве, некоторые строились в единственном экземпляре (это варианты, предшествовавшие серийному образцу, самолёты нового типа и т. п.). Основные данные некоторых самолётов приведены в таблицах 1 и 2.

М-1 (морской первый) — летающая лодка (ЛЛ), построенная по образцу французской лодки “Донне-Левек” с внесением ряда конструктивных изменений. Схема — полутораплан с толкающим воздушным винтом — будет характерна для многих гидросамолётов Григоровича. Кабина двухместная (сидения рядом).

М-2, М-3. М-4 — ЛЛ с увеличенными по сравнению с М-1 размерами, изменёнными обводами корпуса и профилем крыльев, более мощными двигателями; построены с целью достигнуть более высоких лётных и мореходных качеств. Весной 1915 Морское ведомство приняло 4 экземпляра лодки М-4.

М-5 (рис. 1 и рис. в таблице VI) — одна из лучших ЛЛ своего времени, отработанная по форме корпуса, коробке крыльев и компоновке в целом на основе предшествующих моделей. Каркасы лодки и крыльев деревянные, обшивка лодки из фанеры, обтяжка крыльев — миткаль. Экипаж — 2 человека. Отличалась хорошими мореходностью (преодолевала волну высотой до 0,5 м) и пилотажными свойствами. Выпущена в начале 1915. В военных действиях использовалась как разведчик (мог устанавливаться пулемёт), но после выпуска М-9 стала применяться в учебных целях (для подготовки морских лётчиков). В 1915—1923 выпущено около 300 экземпляров.

М-6, М-7, М-8 — опытные ЛЛ, выполненные по образцу М-5, но с изменёнными обводами.

М-9 (рис. 2 и рис. в таблице VI) — ЛЛ с увеличенными по сравнению с М-5 размерами, трёхместная. Устанавливались двигатели мощностью от 95,6 до 162 кВт (в основном 110 кВт). Отличалась хорошими мореходными и пилотажными характеристиками. В сентябре 1916 Я. И. Нагурский с пассажиром на борту выполнил на М-9 (на гидросамолёте — впервые) две петли Нестерова подряд. Предназначалась для разведки, могла проводить бомбометание. В передней кабине устанавливался шкворневой пулемёт (на некоторых экземплярах пушка). Применялась в Первой мировой и Гражданской войнах. В 1916—1923 построено около 500 экземпляров. Создание М-9 (наряду с М-5) было одним из наиболее значительных достижений Григоровича в гидроавиации.

М-15 — дальнейшее развитие ЛЛ М-9 со значительным уменьшением размеров. Вследствие нехватки двигателей выбранного типа ЛЛ М-15 была построена в небольшом количестве и использовалась главным образом как тренировочный самолёт.

М-16 — поплавковый гидросамолёт-разведчик. Двухместный биплан с ферменным хвостом, толкающим воздушным винтом, с двумя главными и одним хвостовым поплавком. Построено 40 экземпляров.

М-17 — незначительное видоизменение ЛЛ М-15. Построено несколько экземпляров.

М-20 — ЛЛ, сходная с М-5, но с двигателем “Рон” мощностью 88,3 кВт. Выпущена в небольшом количестве, применялась в Гражданской войне.

МК-1 (морской крейсер) — однопоплавковый гидросамолёт больших (для своего времени) размеров, постановщик мин, дальний разведчик и бомбардировщик. Трёхдвигательный фюзеляжный биплан с закрытой кабиной экипажа; воздушные винты тянущие. В носовой части поплавка на рабочем месте стрелка наблюдателя предусматривалась установка крупнокалиберной пушки (до 3 дюймов). Этот оригинальный по замыслу самолёт постигла неудача — в первой попытке взлёта он затонул на разбеге. Экипаж спасся, самолёт получил большие повреждения и не восстанавливался.

ГАСН (гидроаэроплан специального назначения), СОН (самолёт особого назначения) — двухдвигательный двухпоплавковый гидросамолёт, первый в мире морской торпедоносец. Был оборудован двумя стрелковыми установками — одна перед рабочими местами двух лётчиков, другая — за коробкой крыльев. Из 10 заказных самолётов был построен один, проходивший лётные испытания в 1917. В 1920 испытания возобновились, но вскоре были прекращены.

М-11 — одноместный морской истребитель типа ЛЛ (опытный образец и несколько тренировочных самолётов — двухместные). Вооружение — неподвижный пулемёт, установленный перед кабиной под обтекателем. Для защиты лётчика и двигателя применено бронирование. Самолёт предназначался для сопровождения лодок М-9, но в основном использовался как разведчик. В эксплуатации было около 60 экземпляров.

М-12 — видоизменение М-11 с некоторыми отличиями в оперении и форме носовой части лодки. Выпущено несколько экземпляров.

М-24 и М-24бис — развитие ЛЛ М-9 (с изменениями) под более мощные двигатели (162 и 191 кВт). Построено 40 экземпляров М-24 и 20 экземпляров М-24бис.

МРЛ-1 (морской разведчик с двигателем “Либерти”) — ЛЛ, одностоечный биплан с толкающим воздушным винтом. Построен 1 экземпляр. Испытания показали необходимость совершенствования самолёта, что привело к созданию следующей модели.

МР-2 по схеме аналогичен МРЛ-1, но с увеличенными размерами. Самолёт потерпел катастрофу в ходе лётных испытаний (выполненные позднее в Центральном аэрогидродинамическом институте испытания модели в аэродинамической трубе выявили недостаточную продольную устойчивость МР-2).

МУ-2 — учебный ЛЛ с металлическим корпусом и отечественным двигателем М-11. Самолёт оказался перетяжелённым и в серии не строился.

РОМ-1 (разведчик открытого моря, МДР-1) — морской дальний разведчик, ЛЛ с поплавками боковой остойчивости. Два двигателя установлены по схеме “тандем” толкающим и тянущим воздушными винтами. Конструкция смешанная: корпус лодки, нижнее крыло и поплавки из кольчугалюминия, верхний крыло деревянное с полотняной обтяжкой, хвостовое оперение из кольчугалюминия с полотняной обтяжкой. Вооружение — бомбы и четыре пулемёта в двух турельных установках. Самолёт проходил лётные испытания, но вследствие перетяжеления, неблагоприятной центровки и т. п. в серии не строился.

РОМ-2 (МДР-1) — развитие РОМ-1 с двумя двигателями, установленными параллельно (с тянущими воздушными винтами), и измененными обводами корпуса лодки. Летные качества улучшились, но не отвечали требованиям начала 30-х гг. (в серии не строился).

И-1 — первый опытный сухопутный истребитель Григоровича (разрабатывался одновременно с И-1 Н. Н. Поликарпова по аналогичному заданию, отсюда одинаковые обозначения). Одноместный одностоечный биплан деревянной конструкции с полотняной обшивкой.

И-2 (рис. 3) — развитие И-1. Отличия: отсутствие поперечного V крыла, монококовый фюзеляж овального сечения (вместо расчалочного), улучшенные капоты двигателя и т. д. Вооружение — два пулемёта ПВ-1 с синхронизаторами стрельбы. Самолёт был принят для серийного производства.

И-2бис (рис. в таблице X) — серийный вариант с некоторыми переделками по сравнению с И-2 (в средний часть фюзеляжа для повышения прочности введена сварная ферма, увеличены размеры кабины и др.). По существу, это был первый советский истребитель, выпушенный значительной серией (211 экземпляр).

И-Z (пушечный истребитель “Z”) — одноместный истребитель, подкосный низкоплан с мощным пушечным вооружением (рис. 4). Увеличение калибра оружия стало возможным благодаря созданию Л. В. Курчевским так называемых динамореактивных пушек с малой отдачей (отдача компенсируется реакцией отбрасываемых назад газов). На И-Z были установлены две трёхдюймовые АПК (автоматические пушки Курчевского) под крылом и синхронный пулемёт ПВ-1. Передняя часть фюзеляжа с кабиной взята от И-5, хвостовая часть фюзеляжа — дуралюминовый монокок овального сечения с большим вертикальным оперением и высоко поднятым подкосным горизонтальным оперением (чтобы ослабить воздействие отбрасываемых пушками газов). Крыло (на серийных самолётах) деревянной конструкции. В 1933—1935 построен 71 самолёт.

В связи с последующим успешным развитием скорострельных авиационных пушек меньшего калибра пушки АПК распространения не получили.

ИП-1 (истребитель пушечный, ДГ-52) — одноместный истребитель, свободнонесуший моноплан (рис. 5) с полуубирающимся назад шасси. Конструкция крыла и фюзеляжа металлическая (обтяжка рулей — полотно). Воздушный винт с изменяемым на земле шагом. Вооружение: на опытных образцах две АПК, на серийных — две пушки ШВАК и шесть пулемётов ШКАС. В 1936—1937 выпущено 200 самолётов.

ИП-4 (ДГ-53) — модификация ИП-1 уменьшенных размеров. Построен 1 экземпляр.

СУВП (самолёт “Укрвоздухпуть”) — подкосный высокоплан с открытой кабиной лётчика и трёхместной пассажирской кабиной. Построен по заказу общества “Укрвоздухпуть” и эксплуатировался на воздушных линиях Украины (серийно не выпускался). Конструкция смешанная: фюзеляж и подкосы крыла сварные из стальных труб, крыло и оперение деревянные, вся обтяжка из полотна.

Э-2 (ДГ-55) — спортивно-тренировочный двухместный моноплан деревянной конструкции с убирающимся шасси. Самолёт хорошо зарекомендовал себя в полётах, но в серии не строился.

С участием Григоровича (как соавтора проекта или консультанта) был осуществлён ещё ряд разработок, в числе которых истребитель И-5 (смПоликарпова самолёты), тяжёлый бомбардировщик ТБ-5, тяжёлые штурмовики серии ТШ и другие.

Лит.: Шавров В. Б., История конструкций самолетов в СССР до 1938 г., 3 изд., М., 1936.

Табл. 1. — Гидросамолёты Д. П. Григоровича

Основные данные

М-1

М-5

М-9

М-16

МК-1

М-11

ГАСН (СОН)

Первый полёт, год

1914

1915

1916

1916

1616

1916

1917

Начала серийного производства, год.

-

1915

1916

1617

-

1917

-

Число, тип и марка двигателей

1 ПД “Гном”

1 ПД “Гном-Моносупап"

1 ПД “Сальмсон”

1 ПД “Сальмсон”

3 ПД:

“Рено" (2), “Испано” (1)

1 ПД “Рон”

2 ПД

"Реко"

Мощность двигателя, кВт

36,8

73,5

110

110

2X162, 1X103

80,9

162

Длина самолета, м

-

8,6

9

8,6

30

7,6

28

Размах крыла, м

-

13,62

16

18

16,5

8,75

-

Площадь крыла, м2

-

37,9

54,8

61,8

-

26

150

Взлётная масса, кг

620

960

1540

1450

-

926

-

Масса пустого самолёта, кг

420

660

1060

1100

-

676

-

Максимальная скорость, км/ч

100

105

110

110

-

148

110

Практический потолок, м

-

3300

3000

-

-

3000

-

Максимальная продолжительность полета, ч

-

4

3,5

4

-

2,7

-

 

Продолжение табл. 1

Основные данные

М-24

МРЛ-1

МР-2

МУР-1

РОМ-1

МУ-2

РОМ-2

Первый полет

1923

1925

1926

1926

1927

1928

1929

Начало серийного производства

1924

-

-

-

-

-

-

Число, тип и марка двигателей

1 ПД “Рено”

1 ПД “Либертн"

1 ПД

“Лоррен-Дитрих"

1 ПД

"Рон" (М-2)

2 ПД

"Лоррен. Дитрих”

1 ПД М-11

2 ПД

БМВ-VI

(М-17)

Мощность двигателя, кВт

162

331

331

88,3

331

80,9

500

Длина самолета

9

10,6

13,5

8

16

8,6

17,4

Размах крыла, м

16

13,2

15,6

11,5

28

11,8

26,8

Площадь крыла, м2

55

50

56,7

33

104,6

35,8

108,2

Взлетная масса, кг

1650

2600

2770

1000

5830

1086

6587

Масса пустого самолёта, кг

1200

1660

1770

700

4518

820

4250

Максимальная скорость, км/ч

130

185

179

129

165

136

180

Практический потолок, м

3500

3050

4200

3500

3470

3150

4500

Максимальная продолжительность полета, ч

-

5

5

3

5

3

5

 

Табл. 2 — Сухопутные самолёты Д. П. Григоровича.

Основные данные

И-2

И-2бис

СУВП

И-Z

ИП-1

Э-2

Первый полёт, год

1924

1925

1925

1931

1934

1935

Начало серийного производства, год

1926

1926

-

1933

1936

-

Число, тип и марка двигателей

1 ПД

“Либерти”

1 ПД

М-5

1 ПД

“Бристоль-

Люцифер"

1 ПД

М-22

1 ПД

М-25

2 ПД

“Циррус-

Гермес”

Мощность двигателя, кВт

311

331

73,5

353

460

88,3

Длина самолёта, м

7,32

7,32

8,4

7,65

7,2

7,9

Площадь крыла, м2

23,4

23,4

24,1

19,5

19,9

13,8

Размах крыла, м

10,8

10,8

13,7

11,5

10,9

11

Взлётная масса, кг

1530

1575

1150

1646

1880

1546

Масса пустого самолёта, кг

1130

1152

820

1180

1200

1061

Максимальная дальность полёта, км

650

600

-

600

-

2000

Максимальная скорость полёта, км/ч

242

235

139

259

343

296

Практический потолок, м

5800

5340

3050

7000

-

5000

 

Гризодубов Степан Васильевич (1884—1965) — советский авиаконструктор, изобретатель и лётчик. Окончил Харьковское техническое паровозостроительное училище (1904) и стал мастером электромеханического ремесла. В 1908—1912 построил самолёты Г-1, Г-2, Г-3 и Г-4 (летавший) с бензиновыми 4- и 3-цилиндровыми двигателями АДГ-1 и АДГ-2 мощностью соответственно 38 и 22 кВт (в этих двигателях использовались детали французского двигателя “Анзани”). В 1915—1916 в армии, где после обучения в Петроградской школе авиации получил диплом пилота-авиатора. В 1919—1920 командовал Харьковским авиапарком, восстанавливал самолёты для Красной Армии. С 1924 руководил секцией планёрного спорта и маломощной авиации Осоавиахима Украины и Крыма. Один из организаторов планеризма в стране. В 1939 построил спортивный самолёт Г-5 с бензиновым двигателем АДГ-4 мощностью 18 кВт. В квартире Гризодубовых открыт (1972) Музей истории авиации Харькова.

С. В. Гризодубов.

Гризодубова Валентина Степановна (р. 1910/1911) — советская лётчица, полковник, Герой Советского Союза (1938), Герой Социалистического Труда (1986). Дочь С. В. Гризодубова. Окончила Пензенскую лётную школу Осоавиахима (1929). Занималась планёрным спортом, работала лётчиком-инструктором в Тульской авиационной школе. В Красной Армии с 1936. Совершила перелёты: Москва — Актюбинск (совместно с М. М. Расковой), 1937; Москва — посёлок Керби (ныне село имени Полины Осипенко, Хабаровский край; совместно с Расковой и П. Д. Осипенко), 1938. Участница Великой Отечественной войны. В ходе войны была командиром авиаполка. Совершила около 200 боевых вылетов. С 1945 работала в гражданской авиации. Председатель Антифашистского комитета советских женщин (1941—1945). Депутат Верховного Совета СССР в 1937—1946. Награждена 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Отечественной войны 1-й степень, орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями,

В. С. Гризодубова.

Грин (Greene) Чарлз (1785—1870) — английский воздухоплаватель, пилот и конструктор аэростатов. Первым в 1823 предложил наполнять свободные аэростаты светильным газом вместо водорода, что на 40% уменьшило подъёмную силу, но значительно удешевило полет. В 1821—1858 совершил 498 полётов (в том числе с научными целями) на аэростатах, наполненных светильным газом, и 28 — на аэростатах, наполненных водородом. Впервые ввёл в практику свободных полётов гайдроп, что облегчило посадку. На построенном им в 1836 аэростате объёмом 2500 м3 совершил более 100 полётов, в том числе полёт с экипажем 12 человек В 1840 разработал проект аэростата для полётов через Атлантику. Для исследования характеристик атмосферы в 1852 провёл 4 полёта на высоте до 6990 м. 3 раза перелетал на аэростате через Ла-Манш.

Ч. Грин.

Гринчик Алексей Николаевич (1912—1946) — советский лётчик-испытатель 1-го класса, инженер-подполковник. Окончил лётную школу при Московском авиационном институте (1935), Московский авиационный институт (1936), Участник Великой Отечественной войны. Совершил 57 боевых вылетов, сбил 6 самолётов противника. Работал лётчиком-испытателем-инженером в Центральном аэрогидродинамическом институте и ЛИИ, изучал проблемы выхода самолётов из штопора. Летал на самолётах 102 типов. Погиб при проведении заводских испытаний одного из первых советских реактивных самолётов МиГ-9. Награждён 3 орденами Ленина, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, медалями.

А. Н. Гринчик.

Грицевец Сергей Иванович (1909—1939) — советский лётчик, майор, дважды Герой Советского Союза (дважды, 1939). В Красной Армии с 1931. Окончил Оренбургскую военную школу лётчиков (1932), школу воздушного боя (1936). Участник войны в Испании и боёв в районе реки Халхин-Гол. Сбил около 40 самолётов противника. Погиб при исполнении служебных обязанностей. Награждён орденом Ленина, медалями.

Лит.: Головин А. П., Сергей Грицевец Челябинск, 1974.

С. И. Грицевец.

Громов Михаил Михайлович (1899—1985) — советский лётчик, генерал-полковник авиации (1944), профессор (1937), Герой Советского Союза (1934). В Советской Армии с 1918. Окончил теоретические курсы авиации имени Н. Е. Жуковского при Высшем техническом училище (1917), Московскую центральную авиационную школу лётчиков (1918). Участник Гражданской и Великой Отечественной войн. Работал лётчиком-испытателем. В 1940—1941 начальник ЛИИ. Во время Великой Отечественной войны был командующим авиадивизии, командующим Военно-воздушных сил фронта, командующим воздушными армиями. С 1944 начальник Главного управления боевой подготовки фронтовой авиации, в 1946—1949 заместитель командующего Дальней авиацией, затем (до 1955) на руководящей работе в Министерстве авиационной промышленности. Совершил перелёты: по замкнутому протяжённому маршруту (совместно с А. И. Филиным), 1934; Москва — Северный полюс — Сан-Джасинто в США (совместно с С. А. Данилиным и А. Б. Юмашевым), 1937, и др. Г. — один из первых советских лётчиков, получивших награду Международной авиационной федерации — медаль А. де Лаво (1937). Депутат Верховного Совета СССР в 1937—1950. Награждён 4 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2-й степени, Отечественной войны 1-й степени, 3 орденами Красной Звезды, медалями. Имя Г. присвоено Лётно-исследовательскому институту.

Соч.: Через всю жизнь, М., 1986.

Лит.: Кригер Е., Герой Советского Союза М. М. Громов, М., 1938; Резниченко Г. И., Вся жизнь — небу, М., 1983.

М. М. Громов.

Гроссман Евгений Павлович (1910—1953) — советский учёный, один из основателей советской школы аэроупругости, профессор (1949), доктор технических наук (1940). После окончания аэромеханического факультета Казанского университета (1932) работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (исследовал флаттер, нормы прочности и статическую аэроупругость). Труды по автоколебаниям самолётных конструкции, дивергенции крыла, реверсу и эффективности элеронов (особенно для самолётов со стреловидным крылом). Государственная премия СССР (1942). Награждён орденами Трудового Красного Знамени, Краской Звезды.

Е. П. Гроссман.

Гроховский Павел Игнатьевич (1899—1946) — советский конструктор, изобретатель и организатор производства парашютной и воздушно-десантной техники, мастер парашютного спорта (1934). Участник Октябрьского вооруженного восстания и Гражданской войны. Окончил Качинскую военную авиационную школу (1925). С 1929 лётчик-испытатель научно-исследовательского института Военно-воздушных сил, одновременно руководитель конструкторского отдела при Управлении Военно-воздушных сил Рабоче-крестьянской Красной Армии, а затем начальник и главный конструктор Особого конструкторского производственного бюро военно-воздушных сил Рабоче-крестьянской Красной Армии (1932—1934), начальник и главный конструктор Экспериментального института Наркомата тяжёлой промышленности по вооружениям Рабоче-крестьянской Красной Армии (до 1937). Создал первые в мире хлопчатобумажные людские и грузовые парашюты, парашютные системы и автоматические устройства к ним, грузовые контейнеры для воздушно-десантных войск, оригинальные конструкции опытных самолётов. Награжден орденом Ленина. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

Лит.: Казаков В., Небо помнит..., М., 1988; Чутко И. Э., Мост через время, М., 1989.

П. И. Гроховский.

грузовой летательный аппарат — транспортный летательный аппарат для перевозки почты, грузов, техники с сопровождающим их персоналом. Многие транспортные летательные аппараты создаются для военного (см. Военно-транспортный летательный аппарат) и для гражданского применения. В качестве Г. л. а. используются грузовые самолёты (ГС), грузовые вертолёты (ГВ) и дирижабли, ГС и ГВ по взлётной массе подразделяются на легкие, средние и тяжёлые. Важнейшие характеристики Г. л. а.: грузоподъёмность, габаритные размеры и объём грузовой кабины, часовая производительность и себестоимость перевозок.

ГС и ГВ имеют, как правило, грузовую кабину, в которой размещается и швартуется перевозимый груз; она имеет большие грузовые двери (люки) и оснащена трапами (наездами или рампой) и транспортным оборудованием для выполнения погрузочно-разгрузочных операций на земле и сброса грузов и техники в воздухе. Возможно также жёсткое наружное крепление груза, а ГВ могут транспортировать его и на гибкой внешней подвеске. На дирижаблях груз размещается в гондолах.

До начала 40-х гг. грузовые перевозки осуществлялись на пассажирских и грузопассажирских самолётах с бортовыми грузолюками. Первые специализированные ГС с хвостовыми люками были построены: в США — Фэрчайлд С-82 “Пэкет” (1944), в Германии — Арадо-232 (1944); в Великобритании — Бристоль 170 “Фрейтер” (1945). Первый советский специализированный ГС Ан-8 был создан в 1956, а 1957 — Ан-12, в 1965 — первый в мире широкофюзеляжный ГС Ан-22 “Антей” (диаметр фюзеляжа 6 м), а в последующие годы — лёгкие Ан-24Т, Ан-26, Ан-32 и самолёт короткого взлёта и посадки Ан-28 для местных воздушных линий. Для них характерны схема с высоким расположением крыла, размещение турбовинтовых двигателей на крыле, фюзеляж с хвостовым и (или) носовым грузолюками, возможность эксплуатации на мягких грунтах, автономность эксплуатации.

К транспортным самолётам с турбореактивным двухконтурным двигателем принадлежат советские ГС Ил-76Т, Ан-72 (укороченного взлёта и посадки) и его модификация Ан-74 “Арктика”, Ан-124 “Руслан”, Ан-225 “Мрия” грузоподъёмностью 250 т, способный перевозить груз, размещённый на фюзеляже (см. рис. 1 и 2), а также американский ГС Локхид С-5 (двухпалубный, с носовым и хвостовым грузолюками), Локхид С-141 и Боинг 747-200F (контейнеровоз с носовым люком).

Начиная с 50-х гг. в качестве Г. л. а. начали широко применяться транспортные и многоцелевые вертолёты, а затем вертолёты-краны. Независимость от аэродрома делает вертолёт незаменимым транспортным средством в труднодоступных районах, а способность зависать в воздухе позволяет использовать вертолёт для выполнения уникальных монтажных операций, в том числе с доставленными им конструкциями (грузами). В СССР в качестве ГВ использовались многие Отечественной машины различной грузоподъемности, в том числе Ми-4, Як-24, Ми-6, Ми-2, Ми-10К, Ми-8, Ми-26 (грузоподъёмность 20 т), Ка-15М, Ка-18, Ка-26, Ка-25К, Ка-32 и другие. За рубежом своими разработками в области ГВ выделяются американские фирмы “Сикорский” и “Боинг вертолл”.

Эксплуатация дирижаблей была практически свёрнута после Второй мировой войны. В 70-х гг. в ряде стран (в том числе в СССР) получили развитие исследования по целесообразности применения дирижаблей для транспортировки крупногабаритных тяжёлых (до 500 т) грузов.

грузопассажирский самолёт - быстро переоборудуемая (конвертируемая) модификация пассажирского самолёта. При проектировании базового самолёта в конструкции фюзеляжа предусматриваются грузовая дверь, усиленный пол (под транспортировку грузов) и узлы крепления контейнеров и поддонов. На некоторых пассажирских самолётах контейнеры, располагаемые в подпольных грузовых помещениях, позволяют (при отсутствии пассажиров) полностью использовать грузоподъёмность самолёта, и необходимость в конвертировании отпадает. Но в большинстве случаев эти помещения не позволяют решить проблему полностью. Цель создания Г. с. — лучшее использование грузоподъёмности самолёта, поскольку на некоторых линиях в зависимости от времени года пассажирозагрузка в одном направлении больше, чем в обратном, и, кроме того, пассажирозагрузка снижается в ночных рейсах.

Г. с. появились в период реактивной авиации (поршневые самолёты имели грузовые модификации).

“Грумман” (Grumman Aerospace Corporation) — авиаракетостроительная фирма США. Образована в 1929 как “Грумман эркрафт энджиниринг” (Grumman Aircraft Engineering Corporation), современное название с 1969. Основной поставщик авиационной техники военно-морских сил США. Во Второй мировой войне широко использовались разработанные фирмой палубные истребители F4F “Уайлдкэт” (первый полёт в 1939, построено около 8 тысяч), F6F “Хелкэт” (1942, построено 12275, см. рис. в таблице XX) и бомбардировщик ТВ “Аренджер” (1941, построено около 10 тысяч). Позднее фирма создала: палубные истребители F8F “Бэркэт” с поршневым двигателем (1943), реактивные F9F “Пантера” (1947, построено около 1 тысячи) и “Кугар” (1951, построено 1985), F11F “Тайгер” (1954), палубные самолёты противолодочной обороны AF “Гардиан” с поршневым двигателем (1949) и S-2. “Тракер” с двумя поршневыми двигателями (1952, построено более 1 тысячи), палубный самолёт дальнего радиолокационного обнаружения Е-1В “Трейсер” с двумя поршневыми двигателями (1956), гидросамолёт U-16 “Альбатрос” (1947), лёгкие палубные военно-транспортные самолёты С-1 с двумя поршневыми двигателями (1955) и С-2 с двумя турбовинтовыми двигателями (1963), разведывательный и легкий ударный самолет OV-1 “Мохок” с двумя турбореактивными двигателями (1959), реактивный самолет радиоэлектронной борьбы ЕА-6А (1963). Основные программы 80-х гг.: производство палубных истребителей F-14 “Томкэт” (1970, см. рис. в табл. XXXIII), самолетов радиоэлектронной борьбы EA-6B “Паулер” (1968) и палубных бомбардировщиков A-6 “Интрудер” (1960); постройка экспериментального истребителя X-29A (1984, см. рис.) с крылом обратной стреловидности; модификация истребителей-бомбардировщиков Дженерал Дайнемикс F-111 в вариант самолёта радиоэлектронной борьбы EF-111A. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

М. А. Левин.

Табл. — Самолеты фирмы “Грумман”

Основные данные

F6F-3

A-6E

F-14A

E-2C

Первый полёт, год

1943

1970

1970

1971

Число и тип двигателей

1 ПД

2 ТРД

2 ТРДДФ

2 ТВД

Мощность двигателя, кВт

1490

-

-

3660

Тяга двигателя, кН

-

41,4

93

-

Длина самолёта, м

10,24

16,69

19,1

17,54

Высота самолёта, н

3,43

4,93

4,88

5,58

Размах крыла, м

13,06

16,15

19,64/11,65*

24,56

Площадь крыла, м2

31,03

49,1

52,5

65,03

Взлетная масса

нормальная

5,53

-

26,55

-

максимальная

6

26,53

33,72

23,6

Масса пустого самолёта, т

4,1

12,09

18,04

17,2

Максимальная боевая нагрузка, т

-

8,17

6,58

-

Максимальная скорость полёта, км/ч,

605 (при массе 5,16 т)

1037 (у земли)

2550

602

Максимальная дальность полёта, км

1746

1627 (с макс. боевой нагрузкой); 5222 (с подвесными баками)

3220

2580 (перегоночная)

Потолок, м

11430

12925

15240

9390

Экипаж, чел.

1

2

2

5

Вооружение или специальное оборудование.

6 пулемётов (12,7 мм)

До 30 бомб по 227 кг или 3 бомбы по 908 кг и 2 подвесных топливных бака

Пушка М-61 (20 мм, 675 снарядов), до 16 УР, бомбы

РЛС AN/APS-125 (дальность обнаружения самолётов с высоты 9150 м — 480 км, крылатых ракет — 185 км)

* При изменении угла стреловидности от минимального до максимального

грунтовый аэродром — аэродром, на котором взлётно-посадочные полосы, рулёжные дорожки и места стоянок не имеют искусственных аэродромных покрытий. Наиболее распространённый тип покрытия лётных полос Г. а. — так называемое дерновое покрытие.

Для нормального функционирования Г. а. в течение всего тёплого периода года необходимо, чтобы поверхность лётных полос не только была достаточно ровной и гладкой, но и обладала значительной связностью и упругостью, была свободна от грязи и пыли, не выдувалась ветром, не размывалась ливнями. Большое значение имеет регулирование водного режима почв и грунтов: вода оказывает весьма существенное влияние на физико-механические свойства поверхности лётной полосы, в особенности на её способность противостоять деформирующему действию опор летательного аппарата; кроме того, вода — один из важнейших факторов, обусловливающих рост дернообразующих трав. Для задернения Г. а. применяют различные травосмеси, в которых главную роль играют луговые злаки. Простые травосмеси содержат 3—7 видов трав, сложные — 8—12 видов.

При создании дернового покрытия, а также в связи с плакировочными работами почвы и грунты лётных полос подвергаются механической обработке: вспашке, лущению, боронованию, культивации, фрезерованию и укатыванию. Для нормального развития дернообразующих трав в почву лётных полос регулярно вносят органические и минеральные удобрения.

Г. а. устраиваются главным образом для военной и сельскохозяйственной авиации и на местных воздушных линиях гражданской авиации. См. также статью Давление на грунт.

Лит.: Сельскохозяйственные аэродромы, М., 1974; Изыскании и проектирование аэродромов, М., 1981.

А. П. Журавлёв.

Рис. l. Погрузка орбитального корабля “Буран” и самолёта Ан-225 “Мрия” на космодроме Байконур.

Рис 2. Транспортировка орбитального корабля “Буран” на самолёте Ан-225 “Мрия”.

Экспериментальный истребитель Х-29.

групповой пилотаж — маневрирование группы летательных аппаратов с сохранением строя.

Грушин Пётр Дмитриевич (р. 1906) — советский учёный в области авиационной техники, академик АН СССР (1966; член-корреспондент 1962), дважды Герой Социалистического Труда (1958, 1981). Окончил Московский авиационный институт (1932). В 1934—1940 главный конструктор КБ Московского авиационного института; руководил разработкой и постройкой авиетки “Октябрёнок” аэродинамической схемы “тандем”, штурмовиков “Ш-Тандем” (другое название “Тандем-МАИ”, см. рис. в табл. XIII) и “ББ-МАИ”. В 1940—1941 главный конструктор КБ на Харьковском авиационном заводе; здесь под его руководством создан опытный истребитель дальнего сопровождения “Гр-1”. В 1942 работал в ОКБ С. А. Лавочкина (главный инженер, заместитель главного конструктора). В 1943—1948 на руководящей работе в авиационной промышленности. В 1949—1951 декан факультета Московского авиационного института. С 1953 генеральный конструктор, руководитель предприятия. Золотая медаль имени А. Н. Туполева (1979). Ленинская премия (1963), Государственная премия СССР (1965). Награждён 7 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, медалями.

П. Д. Грушин.

ГТД — 1) общее обозначение газотурбинных двигателей. 2) Марка некоторых советских вертолётных газотурбинных двигателей, в числе которых ГТД-350 конструкции С. П. Изотова (см. ВК), ГТД-3ф конструкции В. А. Глушенкова.

Гудков Олег Васильевич (1931—1973) — советский лётчик-испытатель, майор, Герой Советского Союза (1971). Окончил Борисоглебскую военную авиационную школу (1952), Высшие курсы авиационных инструкторов (1952), Школу лётчиков-испытателей (1958), Московский авиационный институт (1966). Летал на самолётах свыше 70 типов. Проводил заводские испытания самолётов, в том числе сверхзвуковых истребителей на критических режимах полёта, самолётов новых конфигураций (МиГ-бесхвостка и др.). Погиб при испытании самолёта. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, “Знак Почёта”.

О. В. Гудков.

Гудованцев Николай Семёнович (1909—1938) — советский воздухоплаватель. Учился в Омском индустриальном техникуме. Окончил Дирижаблестроительный институт (1935). С 1931 летал на свободных аэростатах и дирижаблях. В 1937—1938 командир учебно-опытной эскадры дирижаблей ГВФ. Погиб при выполнения полёта на дирижабле В-6 для снятия с льдины группы И. Д. Папанина. Награжден орденом Красной Звезды.

Н. С. Гудованцев.

Гулаев Николай Дмитриевич (1918—1985) — советский лётчик, генерал-полковник авиации (1972) дважды Герой Советского Союза (1943, 1944). В Советской Армии с 1938, Окончил военное авиационное училище (1940), Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского (1950), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1960). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром звена, командиром эскадрильи, штурманом истребительного авиаполка. Совершил около 250 боевых вылетов, сбил лично 57 самолётов противника. После войны на командных должностях в Войсках противовоздушной обороны. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, орденом Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалям. Бронзовый бюст в станице Аксайская Ростовской области.

Лит.: Отважные сыны Дона, Ростов-н/Д., 1970.

Н. Д. Гулаев.

Таблица — Самолеты фирмы “Грумман”.

Табл, — Самолёты фирмы “Грумман

 

 

 

 

 

 

 

 

Основные данные

F6F-3

А-6Е

F-I4A

Е-2С

Первый полёт, год .........

1943

1970

1970

1971

Число и тип двигателей ....,.,

I поршнев двигател

2 ТРД

2 турбореактивн двухконтурный двигател с форсажной камерой

2 ТВД

Мощность двигателя, кВт ......

1490

 

 

 

 

3660

Тяга двигателя, кН .........

 

 

41,4

93

 

 

Длина самолёта, м .........

10,24

16,69

19,1

17,54

Высота самолёта, и .........

3,43

4,93

4,88

5,58

Размах крыла, м .........

13,06

16,15

19,64/11,65"

24,56

Площадь крыла, и' .........

31,03

49,1

52.5

65,03

нормальная ..........

6,53

 

 

26,55

 

 

максимальная ......... Масса пустого самолёта, т ......

6

26,53

33,72

23,6

Максимальная боевая нагрузка, т ...

4,1

12,09 8,17

18,04 6,58

17,2

Максимальная скорость полёта, км/ч , . Максимальная дальность полёта, км ...

605 (при массе 5,16 т) 1746

1037 (у земли) 1627

2550 3220

602 2580

 

 

 

 

(с макс, боевой нагрузкой);

 

 

(перегоночная)

 

 

 

 

5222 (с подвесными баками)

 

 

 

 

Потолок, м ...........

11430

1Й925

15240

9390

Экипаж, человек ...........

]

2

2

5

Вооружение или специальн оборудование . . .

6 пулемётов (12,7 мм)

До 30 бомб ло 227 кг или 3 бомбы по 908 кг и 2 подвесных топ-

Пушка М-61 (20 мм, 675 снарядов), до 16 управляем ракет??, бомбы

радиолокационн станц AN/APS-125 (дальность обнаружения самолётов с высоты 9150 м — 480 км, крылатых

 

 

 

 

 

 

 

 

ранет — 185 км)

* При изменении угла стреловидности кры

а от минимального до м

аксимального.

 

 

 

 

Гуревич Михаил Иосифович (1892/93—1976) — советский авиаконструктор, доктор технических наук (1964), Герой Социалистического Труда (1957). Окончил Харьковский технологический институт (1925). Занимался конструированием и постройкой планеров. С 1929 работал инженером-конструктором и руководителем группы в различных КБ авиационной промышленности. В 1940 А. И. Микоян и Г. создали истребитель МиГ-1, а затем его модификацию МиГ-3. В 1940—1941 МиГ-3 строился большой серией и принимал участие в первый период Великой Отечественной войны. В 1940—1957 Г. —заместитель главного конструктора, в 1957—1964 главный конструктор в ОКБ Микояна. В годы войны Г. участвовал в создании опытных самолётов, после войны — в разработке скоростных и сверхзвуковых фронтовых истребителей, многие из которых длительное время изготовлялись большими сериями и находились на вооружении Военно-воздушных сил. Ленинская премия (1962), Государственная премия СССР (1941, 1947, 1948, 1949, 1952, 1953). Награждён 4 орденами Ленина, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями. См. статью МиГ.

М. И. Гуревич.

“Гэрритт торбин энджин” — смотри “Гарретт тёрбин энджин”.

Гюгоньо адиабата [по имени французского учёного П. А. Гюгоньо (P. Н. Hugoniot)], ударная адиабата, — зависимость, связывающая термодинамические переменные по обе стороны ударной волны, а также кривая в плоскости p — V (давление — удельный объём), связывающая различные возможные состояния среды за ударной волной с заданным начальным состоянием p1, V1 перед ней (см. рис.). Обычно Г. а. записывается в виде i2-i1 = 0,5(p2-p1) (V2 + V1) или e2-e1 = 0,5(p1 + p2)(V1-V2), где i — удельная энтальпия, e — удельная внутренняя энергия; индексы “1 и “2” относятся к состоянию газа перед и за ударной волной.

В совершенном газе Г. а. принимает вид [формула Ранкина (Ренкина) — Гюгоньо]:

{{формула}}

где {{ρ}} — плотность газа, {{γ}} — показатель адиабаты. Г. а. отличается от проведённой через точку 1 адиабаты Пуассона {{ρ}}/{{ρ}}1 = (p/p1)P/{{γ}}, описывающей изоэнтропическое сжатие газа (кривая в на рис.), причём в общей точке 1 обе эти кривые имеют общую касательную и одинаковую кривизну.

В реальном газе с неравновесными физико-химическими превращениями различают Г. а., соответствующую замороженным физико-химическими процессам и Г. а., соответствующую термодинамически равновесному состоянию (кривые а и б). В ударной волне газ скачком переходит из состояния 1 в состояние 2, а затем в процессе релаксации осуществляется непрерывный переход из состояния 2 в состояние 2'.

Адиабаты Гюгоньо в совершенном газе (а) соответствующая термодинамически равновесному состоянию (б) и адиабата Пуассона (в).

Д — принятое обозначение некоторых советских авиационных двигателей. В их числе турбовальные и двухконтурные турбореактивные двигатели Д-25В, Д-20П, Д-30, Д-30КУ, Д-30КП, Д-90А конструкции П. А. Соловьёва (см АШ), Д-36, Д.-136, Д-18Т конструкции В. А. Лотарева (см. АИ).

Hosted by uCoz