Д

ДА (Дегтярёв авиационный) — один из первых советских авиационных пулемётов. Создан в 1928 В. А. Дегтярёвым на основе пехотного ручного пулемёта ДП. Калибр 7,62 мм, скорострельность 780 выстрелов в 1 мин. масса пулемёта 8,8 кг. Применялся до середины 30-х гг. главным образом в качестве оборонительного вооружения на бомбардировщиках и разведывательных самолётах.

давление гидродинамическое — скалярная величина p, определяющая поверхностные силы в идеальной жидкости (газе) и равная нормальному напряжению pn, приложенному к произвольно ориентированной площадке к взятому с обратным знаком. В покоящихся вязкой несжимаемой и сжимаемой жидкостях из условия равновесия среды следует, что в ней могут возникать только нормальные напряжения, значения которых не зависят от ориентации площадки. В этом случае Д. г. определяется так же, как и для идеальной жидкости: p = -p.

В движущейся вязкой несжимаемой жидкости нормальные напряжения pxx, pyy, pzz, приложенные к площадкам, ортогональным декартовым осям х, у, z, зависят от ориентации элементарной площадки, и Д. г. определяется как среднее арифметическое диагональных членов тензора напряжений, взятое с обратным знаком,

{{формула}}

Таким образом Д. г. совпадает с термодинамическим давлением, входящим в уравнение состояния среды.

В движущейся же вязкой сжимаемой жидкости Д. г. определяется выражением:

{{формула}}

где V — вектор скорости, {{μ}} — динамическая вязкость, {{λ}} — вторая вязкость. Для несжимаемой жидкости divV = 0, и второе соотношение автоматически переходит в первое. Для сжимаемой жидкости divV {{}} 0 и, следовательно, в общем случае Д. г. отличается от термодинамического давления. Для того, чтобы они совпадали, необходимо сделать допущение;

{{формула}}

(гипотеза Дж. Стокса). В большинстве прикладных задач гипотеза Стокса, по-видимому, справедлива и обычно используется при решении Навье — Стокса уравнений. Однако в тех случаях, когда в потоке имеют место релаксационные процессы (химические реакции, движение газа сложной молекулярной структуры и т. п.), гипотеза Стокса не выполняется и термодинамическое давление не совпадает с Д. г. Для исследования таких течений вторая, или объёмная вязкость часто вводится следующим образом:

{{формула}}

физически она отражает свойство изотропной жидкости, связанное с диссипацией энергии в изотермической жидкости из-за изменения объёма с конечной скоростью,

В. А. Башкин.

давление звука — постоянное давление, испытываемое телом, находящимся в стационарном звуков поле. Д. з. пропорционально звуковой энергии и, следовательно, квадрату звукового давления, но значительно меньше этого давления.

давление на грунт — отношение нагрузки (веса летательного аппарата) к площади опорной поверхности шасси (колеса, лыжи, полоза). При этом динамическое Д. на г. (при посадке летательного аппарата) может превышать статическое давление более чем в 3 раза. Значение Д. на г. определяет выбор размеров и типа шасси при проектировании самолётов, предназначенных для посадки на аэродромы определенного типа, например, грунтовые, а также способность аэродрома принимать самолёты различного класса. Аэродромные покрытия характеризуют допускаемым Д. на г. — максимальными значением давления, при котором ещё обеспечивается проходимость летательного аппарата по взлётно-посадочной полосе. Оно должно быть ниже предельной прочности грунта. Допускаемое Д. на г. для мягкого, мокрого грунта 0,3 МПа; для сухого грунта 0,4—0,6 МПа; для твёрдого покрытия взлетно-посадочной полосы — 0,9—1,8 МПа.

давление торможения — то же, что полное давление.

Д’аламбер (D'Alembert) Жан Лерон (1717—1763) — французский математик, механик, философ-просветитель и энциклопедист, член Парижской АН (1754), Петербургской АН (1764) и других академий. В “Трактате о динамике” (1743) сформулировал принцип, позволяющий при учёте инерционных сил применить к задачам динамики механических систем более простые методы статики. В “Трактате о равновесии и движении жидкости, предназначенном продолжить трактат о динамике” (1744) высказал положение о равенстве нулю сопротивления тела при его движении в идеальной жидкости (см. Д'Аламбера — Эйлера парадокс). Под его руководством были проведены многие экспериментальные исследования по сопротивлению движению тел, результаты которых показали, в частности, пропорциональность сопротивления квадрату скорости и площади миделевого сечения тела.

Д'аламбера — Эйлера парадокс (по имени Ж. Л. Д'Аламбера и Л. Эйлера) — равенство нулю сопротивления аэродинамического для тела конечного размера, обтекаемого безвихревым, установившимся, не отрывающимся от тела потоком идеальной жидкости при отсутствии в нём особенностей (стоков, источников, изолированных вихрей, вихревой пелены и т. п.). Это утверждение, противоречащее практическому опыту даже при обтекании тел жидкостями с очень малыми вязкостями, и получило название парадокса. Впервые оно было высказано Д'Аламбером (1744) применительно к обтеканию сферы, а его доказательство было дано Эйлером (1745), который указал, что сопротивление тела связано в основном со срывом потока в кормовой части тела. Позднее справедливость Д. — Э. п. была доказана для всех тел конечного размера.

Сопротивление тела полубесконечного размера определяется характером поведения контура тела на бесконечности и не зависит от формы его носовой части. Так, например, для плоских тел с уравнением контура y{{-}}xm при x{{→∞}} (Ox, Oy — декартовы оси координат, ось Ox совпадает с направлением набегающего потока) Д. — Э. п. имеет место при m < 0,5; при m = 0,5 тело обладает конечным сопротивлением, а при m > 0,5 — бесконечно большим, что говорит о невозможности существования течения около таких тел. Д. — Э. п. указывает на то, что тела при соответствующем выборе их формы могут иметь очень малое сопротивление при движении в жидкости или газе при больших Рейнольдса числах.

В. Л. Башкин.

Табл. — Самолёты фирмы “Дассо-Бреге”

Основные данные

Стратегический бомбардировщик “Мираж” IVA

Истребители-бомбардировщики

“Мираж. IIIE

“Ягуар” A

“Супер этандар”

Первый полёт, год

1959

1961

1968

1974

Число и тип двигателей

2ТРДФ

1 ТРДФ

2 ТРДФ

1 ТРД

Мощность двигателя, кВт

-

-

-

-

Тяга двигателя, кН

65,8

60,8

32,5

49

Длина самолёта, м

23,5

16,03

16,83

14,31

Высота самолёта, м

5,65

4,5

4,89

3,86

Размах крыла, м

11,83

8,22

8,69

9,6

Площадь крыла, м2

78

34,8

24

28,4

Максимальная взлетная масса, т

33

13,7

15,7

12

Масса пустого самолёта, т

14,5

7,05

7

6,5

Максимальная боевая нагрузка, т

7,25

4

4,8

2,27

Радиус действия (типовое боевое задание), км

2000

1200

1400

850

Максимальная скорость полёта, км/ч

2340

2340

1700

1100

Потолок, м

20000

17000

14000

13700

Экипаж, чел.

2

1

1

1

Вооружение:

 

 

 

 

 

 

 

 

встроенные пушки

-

2X30 мм

2X30 мм

2X30 мм

управляемые ракеты

-

3

4

2

Продолжение табл.

Основные данные

Многоцелевые истребители

Экспериментальный Истребитель

Учебно-боевой самолёт “Альфа джет”

Морской патрульный самолёт “Атлантик” ATL2

“Мираж” F-1C

“Мираж” 2000

“Рафаль” A

Первый полёт, год

1969

1978

1986

1973

1981

Число и тип двигателей

1 ТРДФ

1 ТРДДФ

2 ТРДДФ

1 ТРДД

2ТВД

мощность двигателя, кВт

-

-

-

-

4230

Тяга двигателя, кН

70,6

88,З

71,2

13,2

-

Длина самолёта, м

15

14,35

15,79

12,29

31,62

Высота самолета, м

4,5

5,2

5,18

4,19

10,89

Размах крыла, м

8,4

9

11,2

9,11

37,42

Площадь крыла, м2

25

41

47

17,5

120,34

максимальная взлётная масса, т

15,2

16,5

20

7,5

46,2

масса пустого самолёта, т

7,4

7,4

9,6

3,515

26,5

Максимальная боевая нагрузка, т

до 4

до 5

6,8

2,5

3

Радиус действия (типовое боевое задание), км

740

> 740

-

610

1850 (плюс патрулирование 5 ч)

Максимальная скорость полёта, км/ч,

2340

> 2340

2100

1000

645

Потолок, м

18500-20000

18300-20000

-

14600

9145

Экипаж, чел.

1

1

1

2

12

Вооружение:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

встроенные пушки

2X30 мм

2X30 мм

2X30 мм

1X27 мм

-

Управляемые ракеты

4

4

6

2

2

 

дальность видимости на взлётно-посадочной полосе — см. в статье Видимость.

дальность видимости на ВВП — см. Видимость на ВВП.

дальность полета летательного аппарата — расстояние, измеренное по земной поверхности, которое летательный аппарат пролетает от взлёта до посадки при израсходовании определенного запаса топлива. Д. п. является одной из основных летно-технических характеристик летательного аппарата. Д. п.. включает расстояние, пройденное летательным аппаратом при наборе высоты крейсерского полёта, в крейсерском режиме полёта и при снижении. На Д. п. летательного аппарата оказывают влияние различны факторы: полётная масса, профиль полёта, режим работы двигателей, метеорологические условия и др. В зависимости от располагаемого запаса топлива и задачи полёта различают перегоночную дальность полёта, практическую дальность полёта, техническую дальность полёта. Наибольшая Д. п. реактивного самолёта достигается при полёте с дозвуковой скоростью на больших высотах; полёт на малых высотах или со сверхзвуковой скоростью примерно вдвое уменьшает её значение.

Для увеличения Д. п. широко используются подвесные топливные баки и заправка топливом в полёте.

Данилин Сергей Алексеевич (1901—1978) — советский штурман, генерал-лейтенант-инженер (1943), Герой Советского Союза (1937). В Советской Армии с 1919. Окончил Московскую высшую аэрофотограмметрическую школу (1921). С 1922 в Научно-испытательном институте Военно-воздушных сил. В 1937 совместно с М. М. Громовым и А. Б. Юмашевым совершил перелёт Москва — Северный полюс — Сан-Джасинто (США). В 1943—1944 начальник Научно-испытательного института специальной служб Военно-воздушных сил, в 1944—1951 заместитель начальника Государственного научно-исследовательского института и начальник управления Военно-воздушных сил. Один из организаторов штурманской службы в Военно-воздушных силах СССР, Разработал методику слепых полётов и посадки, бомбометания из-за облаков. В 1951—1953 помощник главнокомандующего Военно-воздушных сил по радиотехнической службе, в 1953—1959 начальник управления Военно-воздушных сил. Депутат Верховного Совета СССР в 1937—1946. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Суворова 2-й степ., Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Д. — один из первых советских лётчиков, получивших награду Международной авиационной федерации — медаль А. де Лаво (1937).

Соч.: Аэронавигация, 3 изд., М., 1942.

С. А. Данилин.

“Дан-Эр” (Dan-Air Services) — авиакомпания Великобритании. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы и Ближнего Востока. Основана в 1953. В 1989 перевезла 5,8 миллионов пассажиров, пассажирооборот 8,87 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 55 самолётов,

Дассо (Dassault, до 1949 Блок, Bloch) Марсель (1892—1986) — французский авиаконструктор и промышленник. Окончил высшую авиационную школу (1913), проходил военную службу в авиационной лаборатории в Шале-Медон, где участвовал в проектировании самолётов. В 1916 разработал воздушный винт, которым оснащались многие французские самолёты Первой мировой войны. В 1917 на основанной вместе с А. Потезом (Н. Potez) фирме построил свой первый истребитель-биплан SEA 4, выпускавшийся серийно. В 1931 основал фирму “Блок”, выпускавшую транспортные самолёты, бомбардировщики и истребители и национализированную в 1937. В 1940 был арестован, в 1944 заключён в концлагерь Бухенвальд. В 1945 воссоздал фирму, которая после слияния в 1971 с фирмой “Бреге” получила название “Дассо-Бреге”. Под руководством Д. были разработаны известные сверхзвуковые истребители серии “Мираж”, стратегический бомбардировщик “Мираж” IV, реактивные административные самолёты “Мистер-Фалькон”, построен ряд опытных и экспериментальных самолётов (всего около 90). В последние годы жизни занимал на фирме должности технического директора и советника. Награждён медалью Гуггенхеймов (1976).

М. Дассо

“Дассо (Avions Marcel Dassault) — caмолётостроительная фирма Франции. Ведёт начало от фирмы “Блок” (Avions М. Bloch), основанной в 1931 М. Блоком (см. Дассо М.) и в 1937 национализированной. В 1945 образована новая фирма “Блок” (Societe des Avions M. Bloch), вскоре сменившая название на “Д.”. В 1971 “Д.” вошла в состав фирмы “Дассо-Бреге”. К наиболее известным самолётам относятся: бомбардировщики M.B.200 (первый полет в 1933) , M.B.210 (1934) и M.B.131 (1934), истребитель M.B.152 (1938, см. рис. в таблице XXI), разведчик M.B.174 (1939), пассажирские самолёты M.B.300 с тремя поршневыми двигателями (1935), M.B.220 с двумя поршневыми двигателями (1935) и M.B.160 с четырьмя поршневыми двигателями (1937). В 1949 создан реактивный истребитель M.D.450 “Ураган”, затем истребители со стреловидным крылом “Мистер” (1952, смотри рис. в табл. XXXI) и “Супер мистер” (1955). Наиболее известными самолётами фирмы стали сверхзвуковой истребитель-бесхвостка “Мираж” III (1956, см. рис. в таблице XXXII) и его варианты “Мираж” 5 и “Мираж” 50. В 1959 создан сверхзвуковой стратегический бомбардировщик “Мираж” IV (см. рис. и табл. к статье “Дассо-Бреге”), в 1966 — многоцелевой истребитель “Мираж” F-1. К гражданской продукции фирмы относятся пассажирский самолёт “Меркюр” (1971) и реактивные административные самолёты “Мистер-Фалькон” (производство с начала 60-х гг.). Создан ряд экспериментальных самолётов, в том числе самолёт вертикального взлёта и посадки “Бальзак” и “Мираж” III-V, истребители “Мираж” G и G8 с крылом изменяемой стреловидности.

Основные данные

Стратегический бомбардировщик “Мираж* IVA

Истребители-бомбардировщики

“Мираж* U1E

“Ягуар” А

“Супер этандар”

Первый полёт, год .........

1959

196!

1968

1974

Числи и гнл двигателей .......

2ТРДФ

! турбореактивн двигател с форсажной камерой

2 турбореактивн двигател с форсажной камерой

1 ТРД

Мощность двигателя, кВт ......

 

 

 

 

 

 

 

 

Тяга двигателя, кН .........

65,8

60,8

32,5

49

Длина самолёта, м .........

23,5

16,03

16,83

14,31

Высота самолёта, м ..,....,

5.66

4,5

4,89

3,86 9,6

Площадь крыла, м1 ........

1 1|83 78

3,22 34,8

8,69 24

28.4

Максимальная взлетная масса, т ....

33

13,7

15,7

12

Масса пустого самолёта, т ......

14,5

7,05

7

6,5

Радиус действия (типовое боевое зада-

7,25

4

4,8

2,27

ние), км ..,..,.,.,..

2000

1200

1400

860

Максимальная скорость полёта, км/ч . ,

2340

2340

1700

1100

Потолок, м ...,.,..'..,.

20000

17000

14000

13700

Экипаж, человек ...........

2

1

1

1

Вооружение:

 

 

 

 

 

 

 

 

Встроенные пушки ........

_..

2X30 мм ,

2X30 на

2X30 мм

Управляемые ракеты .......

~

3

4

2

“Дассо-Бреге” (Avions Marcel Dassault-Br{{é}}guet Aviation) — самолётостроительная фирма Франции. Образована в 1971 в результате слияния фирм “Дассо” и “Бреге”. С 1981 под контролем государства, в 1990 переименована в “Дассо авиасьон” (Dassault Aviation). Основные программы 70—80-х гг.: производство истребителей серии “Мираж” — “Мираж” III, 5 и 50 (выпущено свыше 1400, смотри рис. в табл. XXXII), “Мираж” F-1, “Мираж” 2000 (см. рис. в табл. XXXVII), палубного истребителя-бомбардировщика “Супер этандар”, истребителя-бомбардировщика “Ягуар” (в консорциуме “СЕПЕКАТ”), учебно-боевого самолёта “Альфа джет” (с “Дорнье”, см. рис. 1), административных реактивных самолётов серии “Мистер-Фалькон” (к 1990 выпущено около 1000, см. рис. 2), морской патрульного самолёта “Атлантик” ATL2 (с рядом фирм западноевропейских стран), постройка и испытания экспериментального истребителя “Рафаль” А (1986, см. рис, 3) и его опытного образца (1991), проектирование воздушно-космического самолёта “Гермес” (совместно с фирмой “Аэроспасьяль”). Всего с 1945 фирмами “Бреге”, “Дассо” и “Д.-Б.” выпущено свыше 6000 самолётов, создано 92 опытных и 78 предсерийных образцов. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

Ю. Я. Шилов.

Бомбардировщик “Мираж” IV

Рис. 1. Учебно-боевой самолёт “Альфа джет”.

Рис. 2. Административный самолёт “Мистер-Фалькон” 900

Рис. 3. Экспериментальный истребитель “Рафаль” А.

“дача” руля — резкое (ступенчатое) отклонение одного из органов управления на некоторый постоянный угол с сохранением его в течение 5—10 с при неизменном положении остальных органов управления. Используется для исследования характера реакции летательного аппарата на резкие отклонения рычагов управления при оценке его динамической управляемости и устойчивости.

ДБ — принятое в СССР обозначение ряда созданных в 30-х гг. самолётов типа “дальний бомбардировщик”. Серийно выпускались ДБ-3 и его модификации конструкции С. В. Ильюшина (см. Ил) и ДБ-240 В. Г. Ермолаева. Небольшой серией строился самолёт ДБ-А (1936) — модифицированный под руководством В. Ф. Болховитинова самолёт ТБ-3. ДБ-2 разработан в КБ А. Н. Туполева бригадой П. О. Сухого (см. Ту). На его модифицированном варианте ДБ-2Б “Родина” в 1938 выполнен рекордный перелет женским экипажем в составе В. С. Гризодубовой, П. Д. Осипенко и М. М. Расковой. ДБ-ЛК — экспериментальный самолёт типа “летающее крыло” конструкции В. Н. Беляева (1940).

двигатель авиационный — тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и пр.). С момента зарождения авиации и до конца Второй мировой войны единственным практически используемым Д.а. был поршневой двигатель внутреннего сгорания (поршневой двигатель), образующий с воздушным винтом (движителем) винтомоторную установку самолёта. В процессе развития авиационной техники Д. а. непрерывно совершенствовались в направлениях повышения мощности, снимаемой с единицы рабочего объема цилиндров (литровая мощность), абсолютной мощности, развиваемой двигателем на земле, высотности, уменьшения удельной массы (отношение массы конструкции к мощности) и улучшения экономичности [уд. расход топлива в кг/(кВт-ч)]. Характерные значения перечисленных параметров, полученные путём осреднения показателен двигателей наиболее известных серийных моделей для каждого периода времени, приведены в таблице.

До 1917 Россия не имела собственно авиадвигателестроения. На нескольких заводах собирались и ремонтировались поршневые двигатели иностранных конструкций. С первых же послереволюционных лет в стране начали создаваться группы и коллективы, в которых разрабатывались различные типы поршневых двигателей. Коренной перелом в развитии двигателестроения наступил в конце 20-х — начале 30-х гг. В 1930 создан Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ), в котором объединились кадры конструкторов и исследователей, начавших активную работу по созданию и отработке прогрессивных конструкций поршневого двигателя. Уже в начале тридцатых годов насчитывалось несколько заводов, оснащённых первоклассным оборудованием и выпускавших двигатели различных типов, в том числе лицензионные. Созданные при заводах КБ совершенствовали выпускаемые двигатели и разрабатывали новые оригинальные конструкции. Многие КБ возглавили конструкторы, переведённые из ЦИАМ, который уже с 1935 начал заниматься только научными исследованиями. Вскоре СССР по техническому уровню авиадвигателестроения вышел в ряд передовых стран мира. Свидетельством этому явились многочисленные рекорды дальности, грузоподъёмности, скорости и высоты, установленные советскими лётчиками в предвоенные годы.

В СССР и за рубежом выпускались поршневые двигатели жидкостного и воздушного охлаждения. Первые характеризуются расположением цилиндров в ряд вдоль оси двигателя. С увеличением мощности число рядов увеличивалось: появились V-образные, X-образные и даже Ж-образные двигатели с числом рядов 2, 4 и 6. Каждый ряд содержал по 4—6 цилиндров, расположенных раздельно или объединённых в блоки с общей рубашкой, в которой циркулировала охлаждающая жидкость. Двигатели таких схем разрабатывались в КБ В. Я. Климова, А. А. Микулина, В. А. Добрынина, в то время как в КБ А. Д. Швецова выпускались двигатели воздушного охлаждения, в которых цилиндры располагались радиально по 5—9 в одной плоскости (звезда). Цилиндры снабжались рёбрами и дефлекторами для интенсификации охлаждения встречным потоком воздуха или специальным вентилятором. Наиболее мощные двигатели воздушного охлаждения имели 2 и даже 4 ряда радиально расположенных цилиндров.

Для увеличения мощности и высотности двигателей в 30—40-х гг. применялись системы наддува при помощи приводных: центробежных нагнетателей с регулируемой степенью наддува по высоте. Улучшение показателей поршневых двигателей достигалось также использованием энергии выпускных газов для привода турбокомпрессоров, служивших ступенью системы наддува. На скоростных самолётах для утилизации энергии выпускных газов с успехом применялись реактивные выпускные патрубки, создававшие дополнительную тягу. Значительное повышение показателей поршневых двигателей было получено в результате улучшения рабочего процесса в цилиндрах, оптимизации фазораспределения, зажигания, формы камеры сгорания, перехода от карбюраторных схем смесеобразования к непосредственному впрыску. Были разработаны системы так называем гильзового распределения, позволившие устранить впускные и выпускные клапаны.

К середине 40-х гг. поршневые двигатели достигли очень высокого уровня совершенства. Один из таких поршневых двигателей — двигатель ВД-4К конструкции Добрынина, созданный вскоре после войны, — имел мощную систему наддува и турбины, преобразующие энергию выпускных газов в полезную работу, передаваемую на вал двигателя, Повышение эффективности и мощности двигателей в сочетании с прогрессом в области аэродинамики и авиации в целом позволили заметно увеличить высотность и скорость летательных аппаратов. Самолёты-истребители периода Второй мировой войны достигали высот более 10 км и скоростей полёта 700—750 км/ч.

Однако требование дальнейшего увеличения высотности и скорости уже не могло быть удовлетворено винтомоторной группой с поршневыми двигателями. Ограничение возможностей поршневых двигателей обусловливалось необходимостью значительного увеличения мощности двигателя для компенсации возраставшего лобового сопротивления и падения коэффициент полезного действия винта при приближении скорости полёта к скорости звука.

Существенный рост скорости и высоты полёта стал возможным в связи с появлением силовых установок на базе газотурбинных воздушно-реактивных двигателей (ВРД) и жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Двигатели обоих типов начали применяться в авиации в конце Второй мировой войны, однако в дальнейшем ЖРД сохранились лишь в ракетостроении, в то время как в авиационной технике во всё возрастающем объёме стали использовать ВРД, которые вытеснили поршневые двигатели сначала в военной, а потом и в гражданской авиации на летательных аппаратах большинства типов. В 80-х гг. поршневые двигатели применялись лишь на легкомоторных спортивных и учебных самолётах и на лёгких вертолётах.

Причина перехода от поршневых двигателей к ВРД лежит в особенностях скоростных характеристик этих двигателей. Радикальное отличие скоростных характеристик ВРД от характеристик винтомоторной группы с поршневыми двигателями заключается в том, что у поршневых двигателей мощность на валу и, следовательно, тяговая мощность винта PV мало зависят от скорости полёта, поэтому с увеличением скорости V тяга P соответственно уменьшается. В ВРД в первом приближении не мощность PV, а тяга Р не зависит от скорости в широком диапазоне её изменения (рис. 1). Иными словами, мощность ВРД с ростом скорости полёта растёт, и именно это открыло пути радикального увеличения скорости полёта самолётов. Применение ВРД позволило сначала освоить околозвуковой скорости полёта, а затем достичь скоростей, в 2—3 раза превышающих скорость звука.

В 80-х гг. в эксплуатации в мире находились несколько типов газотурбинных двигателей, каждый из которых по схеме и параметрам оптимизирован для условий эксплуатации самолётов заданного назначения. Так, магистральным пассажирским самолётам с дозвуковой крейсерской скоростью наиболее соответствует турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, а на самолетах местных воздушных линий и на вертолётах широко применяются турбовинтовые двигатели и турбовальные двигатели. Для самолётов со сверхзвуковой крейсерской скоростью полёта целесообразен двигатель с малой степенью двухконтурности или даже одноконтурный турбореактивный двигатель (ТРД). Для самолётов с широким диапазоном условий крейсерского полёта (истребители, бомбардировщики) целесообразен одно- или двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания (ТРДФ, ТРДДФ), используемой для разгона и полёта на сверхзвуковой скорости.

Отечественные газотурбинные двигатели, разработанные под руководством А. М. Люльки, Климова, Микулина, Добрынина, А. Г. Ивченко, С. П. Изотова, Н. Д. Кузнецова, В. А. Лотарева, П. А. Соловьёва, С. К. Таманского, О. Н. Фаворского и др., обеспечили высокий уровень летно-технических характеристик и эффективности летательным аппаратам советской военной и гражданской авиации.

Газотурбинные двигатели во все возрастающей степени используются не только для получения прямой и обратной тяги, но также и для создания подъёмной силы или увеличения подъёмной силы несущих поверхностей летательного аппарата — крыльев. Так, например, расположение двигателей самолета Ан-72 над крылом в передней его части позволяет, используя эффект Коандэ, отклонять реактивную струю вниз вслед за опусканием закрылков, что создаёт вертикальную составляющую тяги, направленную вверх (см. Коандэ закрылок). Взаимодействие струи с поверхностью крыла также способствует увеличению коэффициент его подъемной силы (см. Энергетическая механизация крыла). В некоторых случаях целесообразно отбирать от двигателя часть воздуха и выпускать его через специальные щели в задней кромке крыла, что также приводит к увеличению коэффициент подъёмной силы (эффект суперциркуляции).

Созданы двигатели с поворотными соплами (подъёмно-маршевые двигатели), позволяющие осуществлять вертикальный взлет и посадку. Существуют двигатели, спроектированные специально для работы в вертикальном положения и действующие только в процессе вертикального или укороченного взлёта и посадки, (подъёмные двигатели). Они имеют малые удельный вес и высоту, что позволяет размешать их в фюзеляже самолёта без увеличения его миделя. Существуют и другие методы использования двигателя для осуществления вертикального взлёта самолётов, которые позволяют сочетать в летательном аппарате положительные свойства самолётов и вертолётов (см., например, Преобразуемый аппарат).

Для скоростей, соответствующих Маха числу полёта М{{}} > 3—3,5, рассматриваются комбинированные схемы двигателей, сочетающие в себе газотурбинную часть, используемую для взлёта и полёта на малых скоростях, и прямоточную, работающую на максимальных скоростях полёта (турбопрямоточные двигатели). Классификация двигателей авиационного назначения приведена на рис. 2.

Дальнейшее усовершенствование авиационных газотурбинных двигателей происходит в направлении повышения параметров термодинамического цикла — температуры газов перед турбиной, степени повышения давления, повышения коэффициента полезного действия основных узлов при одновременном увеличении их аэродинамической нагруженности. Это позволяет уменьшить число ступеней компрессора и турбины и соответственно снизить трудоёмкость производства авиационных двигателей. Большой прогресс достигнут в увеличении надёжности и ресурса авиационных двигателей. Эти характеристики, важные с позиций безопасности полетов и экономики эксплуатации, непрерывно улучшаются. Совершенствуется также эксплуатационные и ремонтная технологичность двигателей.

С. М. Шляхтенко.

Рис. 1. Зависимость тяги от скорости полёта.

Рис. 2. Классификация авиационных двигателей.

Табл. — Параметры авиационных поршневых двигателей

Параметр

Годы

1905—10

1910—15

1915—20

1920—25

1925—30

1935—40

1940—45

1945—50

1950—55

Литровая мощность, кВт/л

4,52

7,20

10,70

11,90

16,05

18,75

32,20

41,40

49,60

Абсолютная мощность, кВт

29

68

221

283

462

562

1280

1920

2280

Удельная масса, кг/кВт

3,09

2,03

1,66

1,21

1,03

0,87

0,68

0,61

0,62

Удельный расход топлива на взлетном режиме

-

0,29

0,31

0,32

0,31

0,32

0,29

0,28

0,23

 

двигатель внутреннего сгорания (ДВС) — тепловой двигатель, внутри которого происходит сжигание топлива и преобразование части выделившейся теплоты в механическую работу. К ДВС относятся поршневые, газотурбинные, прямоточные, ракетные и различные комбинированные двигатели. Термин “ДВС” применяют преимущественно к поршневым двигателям. См. также Двигатель авиационный.

двигатель изменяемого рабочего процесса — авиационный газотурбинный двигатель, в котором путём широкого регулирования элементов проточного тракта (направляющих аппаратов компрессоров, сопловых аппаратов турбин, сопла и пр.), а также применением дополнительных узлов, отключаемых и переключаемых в процессе работы (камеры сгорания в наружном контуре, клапаны перепуска, турбовентиляторные приставки и пр.), осуществляется адаптация режима работы двигателя к условиям полёта.

Степень двухконтурности таких двигателей изменяется в более широких пределах, чем у обычных турбореактивных двухконтурных двигателей, и многие схемы Д. и. р. п. допускают переход с режимов работы по схеме турбореактивного двухконтурного двигателя (турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой) на режимы работы турбореактивного двигателя (турбореактивного двигателя с форсажной камерой). Схема, показанная на рис. 1, позволяет представить многообразие возможных принципиальных схем Д. н. р. п. Эти схемы могут быть созданы на основе исходного газогенератора.

Д. и. р. п. обладают лучшей экономичностью, чем турбореактивные двухконтурные двигатели с форсажной камерой, на сверхзвуковых скоростях полёта, при взлёте — разгоне и на дозвуковых скоростях полёта на форсажных режимах; на дозвуковых скоростях полёта с выключенной форсажной камерой удельный расход топлива близок к удельному расходу топлива в турбореактивном двухконтурном двигателе с форсажной камерой и заметно меньше, чем в турбореактивном двигателе (рис. 2). Другим важным преимуществом Д. и. р. п. перед турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой и турбореактивным двигателем является низкий уровень шума при взлёте и наборе высоты. Указанные свойства Д. и. р. п. создают возможность их применения на многорежимных самолётах с большой продолжительностью полёта на сверх- и дозвуковых скоростях.

Рис. 1. Принципиальная схема двигателя изменяемого рабочего процесса с регулируемыми элементами: 1 — вентилятор; 2 — направляющий аппарат; 3 — створка; 4 — компрессор; 5 — камера сгорания. 6 — сопловой аппарат; 7 — форсажная камера; 8 — турбина; 9 — смеситель; 10 — сопло; черные кружки с “рукоятками” — места возможного регулирования элементов двигателя.

Рис. 2. Сравнение дроссельных характеристик двигателя изменяемого рабочего процесса, турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой и турбореактивного двигателя с форсажной камерой на дозвуковых (а) и сверхзвуковых (б) режимах полёта (Cуд — удельный расход топлива, P — тяга): 1 — турбореактивный двигатель (турбореактивный двигатель с форсажной камерой); 2 — двигатель изменяемого рабочего процесса (то же с форсажем); 3 — турбореактивный двухконтурный двигатель (турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой); 4 — турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой; 5 — двигатель изменяемого рабочего процесса с форсажом; 6 — турбореактивный двигатель с форсажной камерой.

двигатель критический многодвигательного самолёта — один из двигателей, отказ которого вызывает наиболее неблагоприятные изменения в поведении самолёта или в условиях его пилотирования. Отказ Д. к. в ожидаемых условиях эксплуатации не должен приводить к опасной ситуации. При выборе тяговооружённости (энерговооружённости) многодвигательного самолёта отказ Д. к. является расчётным случаем — работающие двигатели самолёта с отказавшим Д. к. должны обеспечивать тягу, достаточную для продолжения взлёта (см. Продолженный взлёт) или ухода на второй круг, при заходе на посадку.

движитель — устройство, с помощью которого авиационные двигатели (поршневые, газотурбинные) создают тягу, необходимую для движения летательного аппарата. Все Д. авиационного типа работают по воздушно-реактивному принципу, то есть создают тягу путём отбрасывания воздуха со скоростью, которая больше скорости набегающего потока. К Д. относятся несущие винты, вертолётов и воздушные винты самолётов. К Д. может быть отнесён вентилятор наружный контура турбореактивного двухконтурного двигателя с раздельными контурами. Существует закономерность (см. рис.), согласно которой чем больше диаметр винта Dв при той же передаваемой ему мощности Nв (то есть чем меньше коэффициент мощности винта Nв/D2в), тем больше удельная тяга винта Pв/Nв.

В. А. Сосунов.

Зависимость удельной тяги движителя Pв/Nв в стартовых условия); от его относительного диаметра {{D}}в(Nв = idem) или коэффициента мощности: 1 — открытые винты (а — винты вертолётов, б — винты турбовентиляторного двигателя, в — винтовентиляторы); 2 — вентиляторы наружного контура турбореактивного двухконтурного двигателя (степень двухконтурности 5—15).

двойной восходящий разворот — см. в статье Разворот.

двухбалочный самолет — самолёт, хвостовое оперение которого (преимущественно двухкилевое) вынесено на балках, закреплённых на крыле. В передней части балок могут быть установлены двигатели, а в крыльевой части балок — стойки шасси. Экипаж и целевая нагрузка располагаются в объёме крыла или в гондоле, установленной на крыле (в отличие от двухфюзеляжного самолёта, у которого они размещаются в фюзеляжах). Преимущества Д. с.: улучшенный обзор, удобство погрузки и разгрузки, иногда снижение аэродинамического сопротивления.

Первый Д. с. “Пороховщиков №2” (рис. в таблице V) был построен в 1914 А. А. Пороховщиковым. Д. с. создавались К. А. Калининым (К-7, см. рис. в таблице XII), О. К. Антоновым (ОКА-33). В период Второй мировой войны применялись Д. с. — истребители Локхид P-38L (рис. в табл, XX) и Нортроп P-61 (оба США), разведчик Фокке-Вудьф Fw-189 (Германия; рис. в таблице XXI). Серийные реактивные Д. с.: Де Хэвилленд “Вампир” (рис. в табл. XXX). “Веном”, “Сивиксен” (Великобритания). Грузовые Д. с.: Фэрчайлд С-119 (США, рис. в таблице XXX), Норд авиасьон “Норатлас” (Франция), Армстронг Унтуорт “Аргоси” (Великобритания). По схеме Д. с. построен отечественный самолёт М-17, установивший в конце 80-х гг. ряд мировых рекордов высоты.

двухконтурный турбореактивный двигатель — см. Турбореактивный двухконтурный двигатель.

де Хэвилленд(de Havilland) Джефри (1882—1965) —английский авиаконструктор, пилот и промышленник, один из пионеров авиации. Окончил Оксфордский университет и высшую инженерную школу. Оставил работу на автомобилестроительной фирме для постройки самолёта собственной конструкции, разбившегося в первом полёте в 1909. Следующий свой самолёт (1910) Де X. пилотировал сам. С 1910 работал на аэростатном (позже авиационном) заводе конструктором и лётчиком-испытателем, где построил и испытал ряд самолётов, а с 1914 — главным конструктором на фирме “Эркрафт меньюфекчуринг”, где создал ряд истребителей и бомбардировщиков, в том числе широко применявшиеся в Первой мировой войне D.H.2 (1915), D.H.4 (1916, смотри рис. в табл. VIII) и D.H.9 (1917). Многие модифицированные военные самолёты Де X. того времени использовались после войны на гражданских авиалиниях. В 1920 основал авиа- и моторостроительную фирму “Де Хэвилленд”, где под его руководством в 20—30-х гг. был создан ряд лёгких гражданских самолётов, боевой самолёт “Москито”, применявшийся во Второй мировой войне, а в 40-х гг. и последующий период — ряд реактивных истребителей и пассажирских самолётов, в том числе первый реактивный пассажирский самолёт “Комета”. Награждён медалью Гуггенхеймов (1952).

Дж. Де Хэвилленд.

“Де Хэвилленд” (De Havilland Aircraft Со.) — самолёто- и авиадвигателестроительная фирма Великобритании. Основана в 1920 Де Хэвиллендом. В 1960 вошла в состав концерна “Хокер Сидли”. В 20—30-е гг. выпускала в основном спортивные, туристские, учебно-тренировочные и лёгкие пассажирские самолёты, в том числе известной серии “Мос”: D.H.60 “Мос” (первый полёт в 1925), D.H.61 “Джайант мос” (1927), D.H.80 “Пусс мос” (1929, смотри рис. в табл. XIV), D.H.82 “Тайгер мос” (1931), D.H.87 “Хорнет мос” (1934) и др. В 1937 был создан скоростной пассажирский самолёт D.H.91 “Альбатрос” с четырьмя поршневыми двигателями. В годы Второй мировой войны построен 7781 самолёт деревянной конструкции D.H.98 “Москито” (1940, широко применялись в качестве лёгких бомбардировщиков, истребителей и разведчиков, см. рис. в табл. XIX), Большими сериями выпускались реактивные истребители D.H.100 “Вампир” (1943, см. рис. в табл. XXX), D.H.112 “Веном” (1949), в 1951 создан палубный истребитель D.H.110 “Си виксен” с двумя турбореактивными двигателями. В 1946 создан экспериментальный реактивный самолёт D.H.108 схемы “бесхвостка” со стреловидным крылом. В 1945 выпущен пассажирский самолёт D.H.104 “Дав” с двумя поршневыми двигателями, а затем первый реактивный пассажирский самолёт D.H.106 “Комета” (1949. см. рис. в табл. XXX). Самолёт “Комета” 1 вышел на авиалинии в 1952, но в 1954 снят с эксплуатации из-за ряда катастроф. В конце 50-х гг. выпускались усовершенствованные варианты; всего построено 112 самолётов “Комета”, Были также созданы пассажирский самолёт D.H.121 “Трайдент” (1962) с тремя турбореактивными двухконтурными двигателями и реактивный административный самолёт D.H.125 (1962), выпуск которых был продолжен концерном “Хокер Сидли”. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в табл. 1 и 2.

Ю. Я. Шилов.

Табл. 1 — Реактивные пассажирские самолёты “Комета” фирмы “Де Хэвилленд”

Основные данные

"Комета” 1

“Комета” 4C

Первый полёт, год

1949

1959

Число и тип двигателей

4 ТРД

4 ТРД

Тяга двигателя, кН.

19,8

46,7

Длина самолета, м

28,35

35,67

Высота самолета, м

8,65

8,99

Размах крыла, м

35

35

Площадь крыла, м2

187,2

197

Максимальная взлётная масса, т

47,627

73,5

Масса снаряжённого самолёта, т

-

36,1

Максимальное число пассажиров

48

101

Максимальная коммерческая нагрузка, т

5,67

10,4

Дальность полёта с максимальной коммерческой нагрузкой, км

2816

5350

Коммерческая нагрузка при максимальном запасе топлива, т

-

5,1

Дальность полёта при максимальном запасе топлива, км

-

6700

Максимальная крейсерская скорость полёта, км/ч

788

872

Экипаж, чел.

4

4

 

Табл. 2 — Военные самолёты фирмы “Де Хэвилленд”

Основные данные

Бомбардировщик “Москито” B.Mk.IV

Истребитель-бомбардировщик “Вампир” F.B.Mk.S

Ночной истребитель “Веном” NF.3

Палубный всепогодный истребитель “Си виксен” F.A.W.I

Первый полёт, год

1941

1948

1953

1957

Число и тип двигателей

2 ПД

1 ТРД

1 ТРД

2 ТРД

Мощность двигателя, кВт

1090

-

-

-

Тяга двигателя, кН

-

13,8

22

42,2

Длина самолёта, м

12,34

9,37

11,17

16,31

Высота самолёта, м

3,81

2,69

1,98

3,4

Размах крыла, м

16,51

11,58

12,7

15,24

Площадь крыла, м2

42,2

24,4

26

60,2

Взлётная масса, т

9,72

5,6

7,17

16,3

Масса пустого самолёта, т

6,08

3,28

-

-

Максимальная дальность полёта, км

3280

1880

1610

2400

Максимальная скорость полёта, км/ч

611

869

1013

1200

Потолок, м

10300

12200

15000

16800

Экипаж, чел.

2

1

2

2

Вооружение

Бомбы (907 кг)

4 пушки (20мм); бомбы (907 кг)

4 пушки (20 мм)

28 НАР и 4 УР (или бомбы массой 1,7 т)

 

“Де Хэвилленд оф Канада” (De Наvilland Aircraft of Canada Ltd. DHC) — самолётостроительная фирма Канады. Основана в 1928 как филиал фирмы “Де Хэвилленд”, в 1960 вошла в состав концерна “Хокер Сидли”, с 1974 государственная фирма. В 1986 стала отделением канадского филиала фирмы “Боинг”. До конца Второй мировой войны выпускала самолёты основной фирмы (в том числе построила 1134 самолёта D.H.98 “Москито”). затем перешла на разработку и производство собственных моделей. После тренировочного самолёта DHC-1 “Чипманк” (первый полёт в 1946) был создан ряд лёгких транспортных самолётов короткого взлёта и посадки гражданских и военных вариантов: с поршневым двигателем — DHC-2 “Бивер” (1947), DHC-3 “Оттер” (1951), DHC-4 “Карибу” (1958); с турбо винтовым двигателем — ОНС-2 “Турбо бивер” (1963), DHC-5 “Баффало” (1964) и DHC-6 “Туин оттер” (1965). Для коротких авиалиний созданы малошумные пассажирские самолёты короткого взлёта и посадки “Дэш”7 (1975, см. рис. в табл. XXXVII) и “Дэш”8 (1983, см. рис.). К концу 1986 число выпущенных самолётов достигло 7000, из них 3791 — собственно разработки. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в табл. В 1991 фирма закуплена консорциумом “АТР”.

Ю. Я. Шилов.

Табл. — Самолёты фирмы “Де Хэвилленд оф Канада”

Основные данные

Военно-транспортные

Пассажирские

DHC-4

DHC-5

DHC-б

“Дэш”7

“Дэш”8-100

Первый полёт, год

1958

1964

1965

1975

1963

Число и тип двигателей

2 ПД

2ТВД

2ТВД

4ТВД

2ТВД

Мощность двигателя, кВт

1080

2130

433

835

1340

Длина самолёта, м

22, 12

23,6

15,1

24,58

22,25

Высота самолета, м

9,7

8,7

5,7

7,98

7,62

Размах крыла, м

29,15

29,3

19,8

28,35

25,6

Площадь крыла, м2

84,7

88

39,02

80

54,35

Взлётная масса, т

12,9

18,6

5

19,96

13,84

Масса снаряжённого самолёта, т

8,3

10,5

2,8

12,36

9,15

Максимальное число пассажиров (солдат)

32

41

18

54

36

Максимальная коммерческая (перевозимая) нагрузка, т

3,96

6,3

1,9

5,13

3,65

Дальность полета при максимальной нагрузке, км

1213

815

360

1260

1110

Нагрузка при максимальном запасе топлива, т

2,2

1,815

1,4

2,86

1,815

Дальность полета при максимальном запасе топлива, км

2100

3500

1600

2930

2410

Максимальная крейсерская скорость полёта, км/ч

347

435

300

430

500

Экипаж, чел.

3

3

2

2

2

 

Пассажирский самолёт “Дэш”8-300.

девиация (позднелатинское deviatio, от латинского devio — уклоняюсь с дороги) — 1) Д. Авиационной конструкции — в расчётах на прочность при моделировании авиационных конструкции, например, крыла, балкой Д. называется угол поворота поперечного сечения балки при её изгибе.

2) Д. магнитная — разность между истинным магнитным курсом летательного аппарата и магнитным курсом, измеренным бортовым устройством (например, магнитным компасом); обусловлена собственным магнитным полем летательного аппарата. В зависимости от того, какие материалы — магнитно-твердые или магнитно-мягкие — определяют собственное магнитное поле летательного аппарата, Д. ведёт себя по-разному при развороте летательного аппарат по курсу на 360°. Если магнитное поле обусловлено магнитно-твёрдыми материалами (их намагниченность может измениться только под действием сильных магнитных полей), то при развороте летательного аппарата на 360Х{{°}} Д. дважды меняет знак и называется полукруговой. Если же основное влияние оказывают магнитно-мягкие материалы (их намагниченность может меняться под действием слабых магнитных полей, в том числе магнитного поля Земли), то при развороте на 360{{°}} Д. изменит знак четырежды и называется четвертной. Д. вызывает погрешность в измерении магнитного курса летательного аппарата, и её необходимо учитывать при решении навигационных задач.

деградация стабилизатора — устаревшее название угла установки стабилизатора относительно плоскости хорд крыла.

Дейнекин Пётр Степанович (р. 1937) — советский военачальник, генерал-полковник авиации (1990), заслуженный военный лётчик СССР (1984). Окончил Балашовское военно-авиационное училище лётчиков (1957), Военно-воздушную академию имени Ю. А. Гагарина (1969), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1982). Службу проходил в авиационных частях и соединениях Дальней авиации. С 1985 командующий авиационным объединением, в 1988—1990 командующий Дальней авиацией, с 1990 1-й заместитель главнокомандующего Военно-воздушных сил, с 1991 главнокомандующий Военно-воздушных сил — заместитель министра обороны СССР. Награждён орденами “За службу Родине в Вооруженных Силах СССР” 2-й и 3-й степени, медалями.

П. С. Дейнекин.

декомпрессия (от латинского de- — приставка, означающая удаление, движение вниз и compressio — сжатие, сдавливание) — уменьшение давления окружающей среды (при подъёме на высоту, всплытии с глубин, разгерметизации кабины летательного аппарата и т. п.). Д. характеризуется разностью между начальным и конечным давлением, продолжительностью, скоростью изменения давления и кратностью (отношением начального давления к конечному). Изменение давления в высотных полётах может стать при определенном состоянии организма причиной высотных декомпрессионных расстройств (ВДР), в частности декомпрессионной высотной болезни. При выравнивании давления в газосодержащих полостях тела с изменяющимся внешним давлением возможны расстройства, характеризующиеся нарушением или ослаблением различных функций организма, наблюдающиеся даже на сравнительно небольшой высоте. Значительное резкое снижение давления в течение менее 1 с, так называемая взрывная Д., сопровождающаяся хлопком, как при взрыве, и чаще всего связанная с мгновенной разгерметизацией кабины летательного аппарата, вызывает не только неприятные ощущения в кишечнике, заложенность в ушах, носовых пазухах, но и боли в суставах и мышцах. Снижение давления при подъёме на 7 км и более может вызвать образование в крови и тканях газовых пузырьков, которые могут обусловить возникновение газовой эмболии (декомпрессионной болезни). На высоте 19,2 км при снижении давления до давления насыщенных паров (66,5 кПа при нормальной температуре тела) возможно закипание жидкостей организма, образование парогазовых пузырьков в крови, лимфе и межтканевой жидкости, в результате чего развивается высотная парогазовая эмфизема (см. Эмфизема высотная). Надёжную защиту от ВДР обеспечивают гермокабины летательных аппаратов и высотное снаряжение.

Лит.: Основы космической биологии и медицины, т. 1—3, М. 1975.

И. Н. Черняков.

Дексбах Михаил Сергеевич (р. 1937) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1980), Герой Советского Союза (1981). Окончил Армавирское военно- авиационное училище лётчиков (1956). До 1966 служил в Военно-воздушных силах. С 1967 (после окончания Школы лётчиков-испытателей) в ОКБ А. С. Яковлева. Освоил многие типы опытных и серийных самолётов Як, участвовал в испытаниях самолётов Як-28, Як-40, Як-18Т и др. Провёл заводские и государственные испытания первого в СССР самолёта вертикального взлёта и посадки (СВВП), первым произвёл посадку СВВП на корабль и полёты с корабля; провёл большую методическую работу, способствовавшую освоению СВВП лётчиками авиации военно-морского флота. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, Красной Звезды, медалями. Портрет смотри на стр. 204.

М. С. Дексбах.

“Дельта Эр Лайнс”. (Delta Air Lines) — авиакомпания США. Осуществляет перевозки в страны Европы, Азии, Северной и Южной Америки. Основана в 1924. В 1989 перевезла 68,2 миллионов пассажиров, пассажирооборот 95,5 миллиарда пассажиро-км. Авиационный парк — 407 самолётов.

дельтавидное крыло (по начертанию греческой буквы {{Δ}}) — см. в статье Крыло.

дельтаплан — планёр с балансирным управлением и гибким крылом, имеющим в плане вид буквы {{∆}}. Состоит (рис. 1) из каркаса, выполненного из труб диаметр 30—45 мм, на который натянута герметичная ткань (лавсан, дакрон). Ткань может быть подкреплена “латами” для придания ей соответствующего профиля. Поверхность крыла в полёте имеет вид двух конический поверхностей, совмещённых у вершины. В точке пересечения килевой и поперечной балок крепится подвесная система пилота, обеспечивающая его расположение сидя или лёжа. Подвесная система обеспечивает свободное перемещение пилота относительно трапеции, выполняющей роль ручки управления.

Идея создания балансирного планёра и её реализация принадлежат О. Лилиенталю.

Параметры его сборно-разборного планёра, созданного в 1891, а также его складывающаяся конструкция соответствуют современным, (масса 20 кг, размах крыла 6,7 м, площадь 13 м2). Балансирные планеры того времени и последующие имели недостаточную управляемость и были сложными в приобретении навыков пилотирования, так как пилот держался в вырезе крыла на локтях к предплечьях. Полёты на воздушных змеях (которые можно считать разновидностью Д.), буксируемых повозкой или судном, известны с начала XX в. В 1962 австралийские воднолыжники стали применять их для буксировки за канатом. Змеи имели различные формы: многоугольные, коробчатые, в виде звезды и т. п. Но наилучшей оказалась конструкция, запатентованная Ф. Рогалло (1951, США). Гибридное крыло Рогалло имело трапецию, обладало хорошей устойчивостью и довольно высоким для змеев аэродинамическим качеством (3,5—4).

Крыло современного Д. (рис. 2) имеет значительное удлинение оптимальный аэродинамический профиль и аэродинамическое качество Д. достигает 12—14, масса конструкции 7—40 кг, нагрузка на крыло 5—6 кг/м2, диапазон скоростей полёта 25—90 км/ч. Получили распространение мотодельтапланы, оснащённые небольшим двигателем (10—15 кВт) для автономного взлёта и набора высоты (рис. 3). На Киевском механическом заводе имени О. К. Антонова создан Д. “Славутич-УТ” (рис. 4) который принят к серийному производству.

Лит.: Вейгелин К. Е., Очерки по истории летного дела, кн. 1, М., 1940; Жеглов В. А., Рыбкин В. Б., Мацепуро О. В., Учись летать на дельтаплане, М,. 1960; Козьмин В. В., Кротов И. В., Дельтапланы, 2 изд., М., 1989.

А. А. Бадягин, Ю. В. Макаров.

Рис. 1. Конструкция дельтаплана: 1 — гибкая поверхность крыла (купол); 2 — центральный узел; 3 — верхние растяжки; 4 — мачта; 5 — килевая труба (балка); 6 — носовой узел; 7 — боковая труба (балка); 8 — поперечная труба (балка); 9 — нижние растяжки; 10 — рулевая трапеция; 11 — подвесная система; 12 — даты.

Рис. 2. Формы крыла дельтаплана: а — учебного; б — учебно-тренировочного; в — спортивного.

Рис. 3. Мотодельтаплан.

Рис. 4. Дельтаплан “Славутич-УТ”.

дельтапланёрный спорт — один из массовых видов авиационного спорта, включающий полёты на сверхлёгких планерах, в первую очередь дельтапланах, и соревнования на продолжительность, дальность и среднюю скорость полёта по маршрутам различной конфигурации, выигрыш высоты (разница между низшей и высшей точками полёта) и точность приземления. Места соревнований дельтапланеристов традиционно связаны с горами, холмами, которые позволяют осуществлять взлёт с ног и первоначальный набор высоты в динамическом потоке обтекания. Однако Д. с. уверенно выходит и на равнину, чему способствует развитие средств механизированного запуска дельтапланов: специальных лебёдок, оснащённых вспомогательными двигателями для взлёта и набора высоты, дельталётов-буксировщиков и т. д.

Зарождение Д. с. в СССР относится к началу 1970-х гг., официальное признание он получил в 1976, когда состоялся 1-й Всесоюзный слёт энтузиастов-дельтапланеристов. В 1978 была образована федерация Д. с. СССР, которая в 1988 преобразована в Объединенную федерацию сверхлёгкой авиации СССР. В середине 80-х гг. в СССР функционировало свыше 700 обществ дельтаклубов при первичных организациях ДОСААФ, предприятий и учреждений, объединявших более 10 тысяч спортсменов. Ежегодно ими выполнялось около 400 тысяч полётов. В 1986 образован Центральный дельтаклуб, основными задачами которого являлись обучение пилотов-инструкторов, спортсменов высшего разряда, подготовка сборной команды страны. Дельтаклубы организуют лётную работу в соответствии с нормами воздушного права, их члены получают необходимую теоретическую наземную подготовку, занимаются самодеятельным техническим творчеством, участвуют в соревнованиях.

Массовые соревнования клубных, областных, республиканских команд стали проводиться в конце 70-х гг. С 1981 проводились чемпионаты страны по Д. с. На 1-м чемпионате СССР звание абсолютного чемпиона завоевал А. Кареткин. Развивался женский Д. с. Первые абсолютные чемпионки страны — Е. Дробышева (1989), О. Опарина (1990). На международных соревнованиях советские спортсмены впервые выступили в 1986. Первый советский мировой рекордсмен — А. Коркач (в 1987 он прошёл 25-км треугольный маршрут со средней путевой скоростью 25,56 км/ч).

В 1986 в СССР начали осваивать полёты на моторных дельтапланах, появилась разновидность Д. с. — дельталётный спорт. Проведены первые всесоюзные соревнования по дельталётному спорту (1988), абсолютным чемпионом стал В. Евтушенко. Разновидностью Д. с. являются также соревнования спортсменов, летающих на парапланах — дельтапланах с нежёстким (парашютным) крылом. За рубежом Д. с. наиболее развит в Австралии, ФРГ, США, Франции, Венгрии, Польше. С 1977 проводятся чемпионаты мира, Европы (1 раз в 2 года), международные встречи. Советские спортсмены впервые участвовали на чемпионате Европы в 1986, на чемпионате мира в 1988. Из 29 рекордов мира, зарегистрированных Международной авиационной федерацией (по состоянию на 1 января 1991), 12 принадлежит США, остальные — другим странам. Перспективы развития Д. с. связаны с олимпийским движением. В 1985 Д. с. получил признание Международного олимпийского комитета. См. статью Рекорды авиационные.

В. И. Забава, Е. Н. Елизаров.

Дементьев Пётр Васильевич (1907—1977) — советский государственный деятель, генерал-полковник-инженер (1976), дважды Герой Социалистического Труда (1941, 1977). После окончания Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1931; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского) работал в авиационной промышленности. В 1934—1937 директор авиационного завода в Тушине, в 1938—1941 главный инженер, а затем директор авиационного завода №1 в Москве. В 1941—1953 1-й заместитель наркома, 1-й заместитель министра авиационной промышленности. В 1953—1957 министр авиационной промышленности СССР. В 1957-1965 председатель Государственного комитета по авиационной технике — министр СССР. В 1965—1977 министр авиационной промышленности СССР. В годы Великой Отечественной войны участвовал в организации массового производства боевых самолётов для фронта. Внёс большой вклад в развитие авиационной промышленности СССР. Депутат Верховного Совета СССР с 1954. Государственная премия СССР (1953). Награждён 9 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Суворова 2-й степени, Кутузова 1-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Казани. Имя Д. присвоено Московскому авиационному производственному объединению.

П. В. Дементьев.

Дёмин Сергей Владимирович (1906—1938) — советский воздухоплаватель. Учился в МВТУ и МАИ. В 1930 (будучи студентом МАИ) был одним из организаторов и участником постройки дирижабля “Комсомольская правда”. Окончил Дирижаблестроительный институт (1934). В 1932 командир дирижаблей B-l, B-4, затем помощник командира дирижабля В-6. Разработал ряд систем, облегчающих ввод и вывод дирижаблей из эллинга, автоматический причал для посадки дирижабля без стартовой команды, системы подъёма на дирижабль и спуска с него в воздухе. Участвовал (совместно с И. В. Паньковым) в рекордном полёте дирижабля В-6 (1-й помощник командира) продолжительностью 130 ч 27 мин (1937). Погиб при выполнении полёта на дирижабле В-6 для снятия со льдины группы И. Д. Папанина.

С. В. Дёмин.

Дёмина Вера Фёдоровна (1911—1984) — первая в СССР и в мире женщина — командир дирижабля, активная участница полётов на свободных аэростатах. Курсантом воздухоплавательной школы Мосавиахима в 1929 участвовала в ремонте дирижабля “Московский химик-резинщик”, а в 1930—1931 в строительстве дирижабля “Комсомольская правда”. По окончании воздухоплавательной школы Осоавиахима (1932) — штурман, а с 1933 — командир дирижабля “СССР В-1”. В 1937—1940 — командир дирижабля “СССР B-1” женским экипажем. Во время Великой Отечественной войны — пилот аэростата наблюдения 18-го отдельного воздухоплавательного отряда Западного фронта, проводила воздушную разведку и корректировку огня фронтовой артиллерии.

Лит.: В тылу и на фронте, М., 1984.

В. Ф. Демина.

демпфер (немецкое D{{ä}}mpfer — глушитель, от d{{ä}}mpfen — заглушать) свободных колебаний летательного аппарата —автоматическое устройство для демпфирования короткопериодических колебаний летательного аппарата путём соответствующего отклонения органов управления. Увеличение скорости и высоты полёта привели к значительному ухудшению собственно динамической устойчивости летательного аппарата. Некоторое улучшение динамической устойчивости летательного аппарата, которое можно обеспечить за счет выбора аэродинамической схемы (см. Аэродинамическое демпфирование), особенно на больших скоростях и высотах полёта, оказывается недостаточным, и задача улучшения, динамической устойчивости летательного аппарата на всех режимах полёта на практике решается с использованием Д. Обычно в состав Д. входят двухстепенной гироскоп (см. рис,), вырабатывающий сигнал, пропорциональный угловой скорости {{ω}} вращения летательного аппарат относительно некоторой (например, продольной) его оси, усилитель электрических сигналов, фильтр, выделяющий полезный сигнал, и рулевая машинка (см. Сервопривод). Выработанный Д. сигнал подаётся на рулевой привод, который отклоняет соответствующий орган управления на угол, значение которого пропорционально {{ω}}, препятствуя тем самым развитию колебаний. При этом различают Д. тангажа, рыскания и крена. Однако использование Д. наряду с улучшением устойчивости приводит и к некоторому изменению характеристик управляемости, особенно на малых скоростях полёта, что вызывает необходимость дополнительного отклонения лётчиком рычагов управления при полёте с постоянными угловыми скоростями (например, при вираже). Для исключения отмеченной особенности сигналы угловых скоростей, поступающих в Д., пропускают через автоматическое устройство (фильтр) с целью исключения постоянной составляющей. Простейший приём исключения этой составляющей — вычитание из измеренного сигнала соответствующей угловой скорости её расчётного значения. Например, при вираже в горизонтальной плоскости в Д. рыскания можно использовать сигнал {{Δω}}уд = {{ω}}у + (g/V)tg{{υ}}cos{{γ}}, где {{Δω}}уд — сигнал на Д. рыскания, {{ω}}у — измеренный сигнал угловой скорости рыскания, (g/V)tg{{υ}}cos{{γ}} — составляющая угловой скорости рыскания при вираже, {{υ}} — угол тангажа, {{γ}} — угол крена, g — ускорение свободного падения, V — скорость летательного аппарата. В случае, если манёвры совершаются с перегрузкой, существенно большей единицы, на практике для снятия постоянной составляющей в сигнале угловой скорости используют фильтры с передаточной функцией вида W = Тр(Тр + l). Введение такого фильтра ослабляет влияние Д. на характеристики управляемости, однако несколько ухудшает характеристики устойчивости. См. также Система улучшения устойчивости и управляемости.

Лит.: Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолета, Динамика продольного и бокового движения, М., 1979.

В. И. Кобзев.

Структурная схема включения демпфера в систему управления самолетом: 1 — ручка управления; 2 — суммирующее устройство; РП — рулевой привод; Г — гироскоп; У — усилитель; Ф — фильтр: РМ — рулевая машинка.

демпфирование колебаний летательного аппарата — уменьшение амплитуды колебаний летательного аппарата. Различают естественное Д., обеспечиваемое только аэродинамическими силами и моментами при неподвижных органах управления, и искусственное Д., обеспечиваемое соответствующими отклонениями органов управления. Первое, например, происходит под действием аэродинамических моментов, обусловленных вращением летательного аппарата, пропорциональных угловой скорости вращения и направленных в сторону, противоположную вращению (см. статью Аэродинамическая схема, Аэродинамическое демпфирование). Значительную роль в обеспечении Д. продольного движения могут играть вертикальные перемещения летательного аппарата при колебаниях угла атаки. Основной вклад в Д. продольных колебаний вносит горизонтальное оперение, поперечных — крыло, путевых — вертикальное оперение. Естественное Д. с ростом высоты и Маха числа полёта заметно уменьшается. Для повышения Д. летательного аппарата используются автоматические устройства, наиболее простыми из которых являются демпферы колебаний.

Денисов Сергей Прокофьевич (1909—1971) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1940), дважды Герой Советского Союза (1937, 1940). В Советской Армии с 1929. Окончил военную школу пилотов (1931), курсы усовершенствования комсостава при Академии Генштаба (1939). Участник войны в Испании, боёв в районе р. Халхин-Гол, советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В 1941—1943 начальник Качкиской военной авиационной школы лётчиков, в 1943—1944 командир истребительной авиадивизии, в 1944—1947 в Главном штабе Военно-воздушных сил, с 1947 в отставке по болезни. Депутат Верховного Совета СССР в 1937—1946. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, медалями. Бронзовый бюст на хуторе Постоялый Ольховатского района Воронежской области.

Лит.: Гринько А. И.,Улаев Г. Ф., Богатыри земли Воронежской, Воронеж, 1965.

С. П. Денисов.

день авиации и космонавтики. Всемирный день авиации и космонавтики, — отмечается 12 апреля согласно протоколу (п. 17) 61-й Генеральной конференции Международной авиационной федерации, состоявшейся в ноябре 1968, и решению Совета Международной авиационной федерации, принятому тридцатого апреля 1969 по представлению Федерации авиационного спорта СССР. Дата Д. а. и к. совпадает с датой Дня космонавтики, установленного Указом Президиума Верховного Совета СССР от 9 апреля 1962 в честь первого в мире полёта человека в космос, совершённого Ю. А. Гагариным на космическом корабле “Восток” 12 апреля 1961.

день воздушного флота, День авиации, — установлен постановлением Совета Народных Комиссаров СССР от 28 апреля 1933 в честь выдающихся достижении учёных, авиаконструкторов, лётного и технического состава Военно-воздушных сил в деле укрепления обороноспособности Советского государства. Дата празднования — третье воскресенье августа.

держатели бомбардировочного вооружения (ДБВ) — комплекс устройств и агрегатов, установленных на летательном аппарате и предназначенных для загрузки, удержания при транспортировке, подготовки к отделению и отделения подвешиваемых изделий в соответствии с их назначением. К ним относятся авиационные бомбы, зажигательные баки, блоки неуправляемых авиационных ракет, авиационные контейнеры с различным снаряжением, пусковые устройства для управляемых и неуправляемых ракет, установки пулемётно-пушечного вооружения, авиационные мины и торпеды, топливные баки. ДБВ классифицируются по месту расположения на летательном аппарате (наружная и внутренняя подвеска), по конструктивной схеме (кассетные и балочные, см. рис.), количеству подвешиваемых изделий (одно- и многопозиционные) и грузоподъёмности (различные весовые группы). Основу конструкций балочных держателей (как одно-, так и многопозиционных) составляет силовая балка. Кассетные держатели (многопозиционные) выполняются в виде силовой рамы и применяются главным образом при внутреннем размещении подвешиваемых изделий на летательном аппарате. От балочных держателей изделия отделяются либо свободно под действием веса и аэродинамических сил, либо принудительно с использованием специальных приводов, работающих на горячем газе, Принудительное отделение применяется при высоких скоростях полёта летательного аппарата, когда свободное отделение не обеспечивает безопасного (без соударения с летательным аппаратом и держателем) движения изделия. От кассетных держателей изделия отделяются только свободно.

Б. А. Черпаков.

Структурная схема держателей: а — балочного; б — кассетного; 1 — силовая балка или рама; 2 — замок; 3 — электро- или пиропривод; 4 — узлы крепления ДБВ к летательному аппарату; 5 — механизмы и устройства управления системами подвешивания изделий; 6 — устройства фиксации подвешиваемых изделий.

десантно-транспортное оборудование летательного аппарата — предназначается для загрузки, размещения и закрепления в летательном аппарате перевозимых грузов и личного состава, а также для их выгрузки или сбрасывания на парашютах.

К транспортному относятся верхнее (рис. 1) или (и) нижнее (рис. 2) погрузочное оборудование, а также грузовые трапы, защитные настилы пола, упорные колодки, распределители нагрузки и швартовочное оборудование. По грузовым трапам производится загрузка колёсной и гусеничной техники, они выполняются как отдельные съёмные элементы или как отклоняемая часть конструкции грузового люка (см. Рампа). Защитные настилы предназначены для исключения пробуксовки в процессе загрузки самоходной колёсной и гусеничной техники и исключения повреждения грузового пола. Выполняются в виде укладываемых на грузовой пол дорожек. Упорные колодки используются для страховки колёсной техники в процессе её загрузки (выгрузки), распределители нагрузки — для рассредоточения нагрузок на пол от опор перевозимой техники, Швартовочное оборудование (рис. 3) обеспечивает закрепление в кабине перевозимых грузов.

К десантному оборудованию относятся: транспортёры и роликовые конвейеры, обеспечивающие размещение и направленное движение вдоль грузовой кабины сбрасываемых грузов; устройства подвески вытяжных парашютных систем; сиденья; устройства принудительного введения в действие парашютных систем; механизмы уборки вытяжных звеньев парашютов; ограждения и створки.

Транспортёры в основном используются для сброса грузов в укупорке. Грузы располагаются группами (рис. 4) и перемещаются к проёму грузового люка вместе с магистралями транспортёра приводом. При сбросе техники и грузов, размещённых на парашютных платформах (рис. 5), последние вместе с магистралями транспортёра приводятся в движение вытяжными парашютными системами. Эти системы вводятся в действие по команде экипажа путём сброса с устройства подвески в воздушный поток за самолётом через проём открытого грузового люка. С платформой вытяжная система соединяется тросом. После отделения груза или платформы от самолёта парашютные системы, на которых они снижаются, вводятся в действие вытяжными звеньями, соединёнными с устройствами принудительного введения в действие парашютных систем. Роликовые конвейеры более просты по конструкции и в эксплуатации, чем транспортёры, но сбрасываемые грузы должны быть обязательно размещены на платформах, которые приводятся в движение вытяжной системой.

Сиденья предназначаются для размещения личного состава. В зависимости от расположения в грузовой кабине летательного аппарата различают бортовые и центральные сиденья. Они бывают одно- и многоместными.

Устройства для принудит, введения в действие парашютных систем парашютистов выполняются в виде расположенных вдоль грузовой кабины тросов или труб, по которым перемещаются поводки с кольцами. К кольцам или непосредственно к тросам крепятся карабины вытяжных звеньев парашютов. Ограждения и створки предназначены для организации и регулирования направленного движения парашютистов при их перемещении по грузовой кабине к проёмам, через которые производится сброс, а также для защиты парашютистов от повреждения движущимся вблизи грузом или воздушными потоками, возникающими при открывании грузовых люков и дверей.

В. И. Богайчук.

Рис. 1. Верхнее погрузочное оборудование; 1 — грузовая балка; 2 — электротельферы; 3 — пульты управления; 4 — универсальные стропы.

Рис. 2. Нижнее погрузочное оборудование: 1 — коробка управления; 2 — пульт управления; 3 — двурогий крюк; 4 — погрузочный блок с крюком; 5 — электролебёдка.

Рис. 3. Швартовочное оборудование: 1 — швартовочная цепь; 2 — швартовочный трос; 3 — двойкой швартовочный узел; 4 — швартовочный ремень; 5 — стяжное устройство; 6 — одинарный швартовочный узел; 7 — швартовочная сеть.

Рис. 4. Транспортёр с грузами: 1 — магистраль транспортера; 2 — привод транспортёра; 3 — механизм уборки швартовочных лямок; 4 — грузы в укупорке; 5 — вытяжное звено парашюта; 6 — швартовочная лямка; 7 — швартовочный замок; 8 — трос устройства принудительного введения в действие парашютных систем.

Рис. 5. Транспортёр с грузами на парашютные платформах: 1 — вытяжная парашютная система; 2 — соединительное звено; 3 — вытяжное звено парашюта; 4 — устройство принудительного введения в действие парашютных систем; 5 — магистраль транспортёра; 6 — парашютная платформа; 7 — груз.

десатурация (от латинского de- — приставка, означающая удаление, и saturatio — насыщение) — вдыхание чистого кислорода перед подъёмом человека на высоту с целью выведения из организма азота, который при резком снижении атмосферного давления может вызвать развитие высотной декомпрессионной болезни (см. Декомпрессия). Выведение азота из организма происходит неравномерно во времена. 1/3 всего растворенного в крови азота выводится в течение первых 10—15 минут затем происходит более медленное снижение содержания азота. Обычно Д. длится около 1 ч.

десинхроноз (от латинского de- — приставка, означающая удаление, и греческого s{{y}}nchronos — одновременный) — изменение различных физиологических и психических функций организма в результате нарушения суточных ритмов его функциональных систем. Причины Д.: рассогласование функциональных ритмов организма с показаниями внешних датчиков времени, например, при трансмеридиональных перелётах, перелётах на значительное расстояния в широтном направлении; устойчивое рассогласование по фазе ритма сон — бодрствование (работа в вечерние и ночные смены); частичное или полное отсутствие привычных приборов времени. Признаки Д.: плохой сон, ухудшение аппетита, раздражительность, снижение работоспособности, апатия, вялость. Продолжительность таких расстройств от 1 до 14 дней.

дестабилизатор — горизонтальное оперение, устанавливаемое перед крылом (см. рис.) и предназначаемое для обеспечения или улучшения продольной управляемости летательного аппарата. В отличие от стабилизатора Д. уменьшает запас продольной статической устойчивости (отсюда название; см. Степень устойчивости) . Обычно Д. применяется на сверхзвуковых летательных аппаратах схемы “утка” и, как правило, является органом управления продольным движением (иногда дополнительно к основным органам управления — элевонам). Д. может быть фиксированным или управляемым (используется как для балансировки, так и для управления летательным аппаратом). Управление летательным аппаратом осуществляется с большими скоростями перекладки (отклонения) Д. (10{{°}} в 1 с и более) от штурвала или ручки управления. На тяжёлых (неманёвренных) самолётах Д. обычно используется только для балансировки и называется балансировочным или триммируемым (см. Триммер). В этом случае Д. управляется от специальной кнопки и отклоняется с небольшими скоростями (0,2—0,5{{°}} в 1 с).

Д. увеличивает эффективность органов управления продольным движением, улучшает манёвренность летательного аппарата, продольную управляемость на больших углах атаки. Балансировка статически устойчивого летательного аппарата нормальной аэродинамической схемы осуществляется, как правило, при отрицательной подъёмной силе стабилизатора, что уменьшает общую подъёмную силу летательного аппарата. В схеме же с Д. создаваемая им балансировочная сила направлена вверх, то есть суммарная подъёмная сила может увеличиваться. Самолёты с Д. по сравнению с самолётами схемы “бесхвостка” могут иметь больший коэффициент подъёмной силы на режимах взлёта и посадки и, следовательно, лучшие взлётно-посадочные характеристики. В зависимости от типа летательного аппарата площадь Д. изменяется в широких пределах, доходя до 25% площади крыла.

А. Г. Обрубов.

дефектоскопия (от латинского defectus — изъян и греческого sbop{{éō}} — ńмотрю) авиационных конструкций — комплекс физических методов, позволяющих осуществить контроль качества материалов, полуфабрикатов, деталей и узлов авиационных конструкций без их разрушения. Методы Д. позволяют оценить качество каждой отдельной детали и осуществить сплошной (100%-й) контроль, что особенно важно для изделий авиационной техники, для которых методы выборочного контроля путём испытания (обычно с разрушением) части партии образцов деталей недостаточны, так как не позволяют судить о качестве каждой детали из этой партии.

Задачей Д. авиационных конструкций, наряду с обнаружением дефектов типа трещин и другие нарушений сплошности, является контроль размеров отдельных деталей (как правило. при одностороннем доступе), а также обнаружение негерметичности в заданных зонах. Д. авиационных конструкций — один из методов обеспечения безопасной эксплуатации летательного аппарата; объём и выбор вида Д. зависят от условий его эксплуатации (см. Эксплуатационная живучесть).

До конца 60-х гг. Д. авиационных конструкций использовалась главным образом в условиях производства с целью отбраковки заготовок и деталей, содержащих дефекты (главным образом металлургического происхождения). Развитие реактивной авиации, создание высокоресурсных скоростных летательных аппаратов большой грузоподъёмности значительно повысило требования к надёжности авиационных конструкций. Переход на техническое обслуживание и ремонт авиационной техники по состоянию привели к необходимости применения Д. также в процессе эксплуатации. Для этого уже на стадии проектирования предусматривается необходимая контролепригодность авиационных конструкций, позволяющая использовать методы Д. в лабораторных и цеховых условиях при изготовлении, а также в аэродромных условиях при техобслуживании летательных аппаратов для контроля деталей и узлов (без их разборки или с частичной разборкой) с максимальной надёжностью и достоверностью при минимальных затратах времени. В ряде случаев для повышения контролепригодности авиационных конструкций необходимо предусматривать специальные окна (лючки) или разъёмы, облегчающие доступ средств контроля к нужным участкам. В некоторых случаях для своевременного обнаружения развивающихся дефектов датчики дефектоскопов встраиваются непосредственно в авиационные конструкции.

Методы Д. основаны на использовании проникающих излучений (электромагнитных, акустических, радиоактивных), взаимодействия электрических и магнитных полей с материалами, а также явлений капиллярности, свето- и цветоконтрастности. В зонах расположения дефектов в материале вследствие изменения структурных физических характеристик материала изменяются условия его взаимодействия с указанными излучениями, физическими полями, а также с веществами, наносимыми на поверхность контролируемой детали или вводимыми в её полость. Регистрируя с помощью соответствующей аппаратуры эти изменения, можно судить о наличии дефектов, представляющих собой нарушение сплошности материала или однородности его состава и структуры, определить их координаты и оценить размеры. С достаточно высокой точностью возможно также измерение толщин стенок полых деталей и нанесённых на изделия защитных и другие покрытий.

В практике нашли применение следующие методы Д. авиационных конструкций.

Оптические методы — методы, осуществляемые визуально (для обнаружения поверхностных трещин и других дефектов размерами более 0,1—0,2 мм) или с помощью оптических приборов (эндоскопов), позволяющих обнаруживать аналогичные дефекты размерами более 30—50 мкм на внутренних поверхностях и в труднодоступных зонах. Оптические методы обычно предшествуют другим методам и используются для контроля всех деталей авиационных конструкций на всех стадиях изготовления и эксплуатации.

Радиационные методы, использующие рентгеновское, гамма- и другие (например, электроны) проникающие излучения различных энергий, получаемые с помощью рентгеновских аппаратов, радиоактивных изотопов и других источников, позволяют обнаруживать внутренние дефекты размерами более 1—10% от толщины просвечиваемого сечения в изделиях толщиной (по стали) до 100 (рентгеновская аппаратуры) — 500 мм (при использовании быстрых электронов). Радиационные методы используются для контроля литых, сварных и других деталей авиационных конструкций из металлических и неметаллических материалов, а также для контроля дефектов сборки различных узлов (рис. 1).

Радиоволновые методы основаны на изменении интенсивностей, сдвигов по времени или фазе и других параметров электромагнитных волн сантиметрового и миллиметрового диапазонов при распространении их в изделиях из диэлектрических материалов (резина, пластмассы и другие). На глубине 15—20 мм возможно обнаружение расслоений площадью более 1 см2.

Тепловые методы — методы, использующие инфракрасное (тепловое) излучение нагретой детали для обнаружения неоднородности её строения (несплошность в многослойных изделиях, в сварных и паяных соединениях). Чувствительность современной аппаратуры (тепловизоры) позволяет зарегистрировать разность температур на поверхности контролируемой детали менее 1{{°}}С.

Магнитные методы основаны на анализе магнитных полей рассеяния, возникающих а зонах расположения поверхностных и подповерхностных дефектов в намагниченных деталях из ферромагнитных материалов (рис. 2). В оптимальных условиях, при расположении дефекта перпендикулярно направлению намагничивающего поля, могут быть обнаружены достаточно тонкие дефекты, например, шлифовочные трещины (в стали) глубиной 25 и раскрытием 2 мкм. Магнитными методами можно также измерять с погрешностью, не превышающей 1—10 мкм, толщину защитных (немагнитных) покрытий, нанесённых на деталь из ферромагнитного материала.

Акустические (ультразвуковые) методы — методы, использующие упругие волны широкого диапазона частот (0,5—25 МГц), вводимые в контролируемую деталь под различными углами. Распространяясь в материале детали, упругие волны затухают в различной степени, а встречая дефекты, отражаются, преломляются и рассеиваются. Анализируя параметры (интенсивность, направление и другие) прошедших и (или) отражённых волн, можно судить о наличии поверхностных и внутренних дефектов различной ориентировки размерами более 0,5—2 мм2. Контроль может быть проведён при одностороннем доступе (рис. 3). Возможно также измерение с погрешностью не более 0,05 мм толщины полых изделий (ограничениями являются значительная кривизна поверхности детали и сильное затухание ультразвуковых волн в материале). Акустическими методами (на низких частотах) могут быть обнаружены расслоения площадью более 20—30 мм2 в клеёных и паяных конструкциях с металлическим и неметаллическим заполнителем (в том числе с сотовым), в слоистых пластиках, а также в плакированных листах и трубах. Используя так называем метод акустической эмиссии, можно обнаружить в нагруженных элементах авиационных конструкций развивающиеся (то есть наиболее опасные) трещины, выделив их из обнаруженных другими методами менее опасных, неразвивающихся дефектов. Зоны контроля при этом формируются с помощью различного расположения датчиков (рис. 4) на конструкции. Проволочные датчики устанавливаются в зоне контроля так, чтобы их направление не совпало с направлением развития усталостной трещины (рис. 5).

Вихретоковые (электроиндуктивные) методы основаны на взаимодействии полей вихревых токов, возбуждённых датчиком дефектоскопа в изделии из электропроводящего материала, с полем этого же датчика. Эти методы Д. позволяют выявлять нарушения сплошности (трещины протяжённостью более 1—2 мм и глубиной более 0,1—0,2 мм, плёны, неметаллические включения), измерять толщину защитных покрытий на металле, судить о неоднородностях химического состава и структуры материала, о внутренних напряжениях. Аппаратура для контроля вихретоковыми методами высокопроизводительна и позволяет автоматизировать разбраковку.

Электрические методы основаны на использовании главным образом слабых постоянных токов и электростатических полей; позволяют обнаруживать поверхностные и подповерхностные дефекты в изделиях из металлических и неметаллических материалов и различать некоторые марки сплавов между собой.

Капиллярные методы основаны на явлении капиллярности, то есть, на способности некоторых веществ проникать в мелкие трещины. Обработка такими веществами повышает цвето- и светоконтрастность участка изделия, содержащего поверхностные трещины, относительно окружающей этот участок неповреждённой поверхности. Эти методы позволяют обнаруживать поверхностные трещины раскрытием более 0,01 мм, глубиной от 0,03 и протяжённостью от 0,5 мм в деталях из непористых материалов, в том числе, в деталях сложной формы, когда применение другие методов затруднено или исключено.

Течеискания методы основаны на измерении давления внутри полой герметизированной детали или интенсивности вытекания жидкости либо газа через образовавшееся нарушение герметичности.

Методы Д. по отдельности не являются универсальными, поэтому наиболее ответственные детали обычно проверяют, используя несколько методов, хотя это и приводит к дополнительным затратам времени. Для повышения надежности результатов контроля и производительности труда внедряют автоматизированные комплексы, в том числе с использованием ЭВМ для управления контролем и обработки информации, получаемой с датчиков дефектоскопов.

Лит.: Приборы для не разрушающего контроля материалов и изделий. Справочник, под ред. В. В. Клюева, т, 1—2, М., 1976; Неразрушающий контроль металлов и изделий, под ред. Г.С. Самойловича, М., 1976.

Ю. П. Бородин, Д. С. Шрайбер.

Рис. 1. Объекты контроля при радиационном методе дефектоскопии: а — монолитный элемент; б — многослойный пакет из однородных материалов; в — многослойный пакет из разнородных материалов с различной плотностью.

Рис. 2. Зоны контроля при магнитном методе дефектоскопии: а — свободная поверхность; б — обшивка около потайной (выступающей) головки заклепки (болта); в — незаполненное отверстие; г — свободный пакет; д — пакет с заклепками (болтами).

Рис. 3. Зоны контроля при акустической (ультразвуковом) методе дефектоскопии: а — отверстие в ребре; б — сход ребра; в —отверстие под накладкой.

Рис. 4. Зоны контроля методом акустической эмиссии; Д1, Д2, Д3, Д4 — датчики.

Рис. 5. Размещение проволочного датчика в зоне контроля.

децибелов шкала — логарифмическая шкала, используемая в акустике для измерения звуковых давлений и интенсивности звука, которые в акустике авиационной меняются в весьма широких пределах (~ 108 раз). Согласно Д. ш., звуковые колебания измеряются в уровнях звукового давления L = 20lgP/P0, где P0 = 20 мкПа — пороговое давление, соответствующее порогу слышимости человека. Уровень звукового давления 60—70 дБ соответствует нормальной разговорной речи, 120 дБ вызывает болевое ощущение, 160 дБ наблюдается вблизи мощного работающего реактивного двигателя. В акустических измерениях применяется также уровень звуковой мощности источника, равный Lw = 10lgW/W0, где W0 = 1 пВт (10—12 Вт) — принятое значение звуковой мощности, соответствующее потоку звуковой энергии через площадку в 1 м2 при интенсивности звука I0 = 1 пВт/м2.

“Джал” (JAL, Japan Air Lines) — авиакомпания Японии, одна аз ведущих в мире. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Азии, Южной Америки, а также в Россию, США, Канаду и Австралию. Основана в 1953. В 1989 перевезла 22 миллионов пассажиров, пассажирооборот 53,08 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 90 самолётов.

“Джапан Эр Системс” (Japan Air Systems Co. Ltd., JAS) — авиакомпания Японии. Осуществляет перевозки на внутренн авиалиниях, а также в некоторые страны Юго-Восточной Азии. Основана в 1971 под названием “Тоа доместик эрлайнс”. В 1939 перевезла 12,7 миллионов пассажиров, пассажирооборот 7,13 миллиарда пассажиро-км. Авиационный парк —73 самолёта.

Джевецкий Степан Карлович (1843—1938) — русский исследователь и изобретатель. Техническое образование получил в Центральной школе искусств и промышленности в Париже. Один из основателей, а с 1882 товарищ председателя воздухоплавательного отдела Русского технического общества. Опубликовал ряд работ по теории полёта птиц и аэропланов. В 1892 предложил метод расчёта гребного винта, послуживший основой теории воздушного винта. Совершил несколько полётов на воздушном шаре, в том числе в 1887 для наблюдения солнечного затмения. Разработал и построил ряд воздушных винтов, ветряков и турбин: в 1912—1914 построил и испытал самолёт с тандемным расположением крыльев. Автор оригинальных конструкций подводных лодок. С 1892 жил в Париже. Был переводчиком сочинений Н. Е. Жуковского на французском языке. Портрет смотри на стр. 205.

Соч.: О сопротивления воздуха в применении к полету птиц и аэропланов, СПБ, 1887; Определение элементов гребных винтов, “Морской сборник”, 1892, т. 251, №9; Теория воздушных винтов и способ их вычисления, Киев, 1910.

Дженерал Дайнемикс” (General Dynamics Corp.) — один из крупнейших военно-промышленных концернов США. Образован в 1952 на базе кораблестроительной фирмы “Электрик боут”, в 1954 присоединил фирму “Конвэр”. Разработкой и выпуском авиаракетно-космической продукции заняты 4 отделения из 14. Концерном созданы боевые самолёты с крылом изменяемой стреловидности: истребитель-бомбардировщик F-111 (первый полёт в 1964, см. рис. в таблице XXXIV) и стратегический бомбардировщик FB-111 (1967). В 1974 разработан опытный истребитель YF-16, послуживший основой для первого серийного варианта F-16A (1976) и усовершенствованной модели F-16C (1984). Основные авиаракетно-космические программы 80-х гг.: производство истребителей F-16 (к середине 1991 в США и других странах выпущено около 3200, см. рис. в таблице XXXVI), крылатых ракет “Томагавк”, ракет-носителей “Атлас-Центавр”, тактических управляем ракет, электронного оборудования; участие в создании опытного самолёта YF-22 (совместно с фирмами “Боинг” и “Локхид”) по программе истребителя ATF, проектные исследования экспериментального воздушно-космического самолёта NASP. На основе истребителя F-16 созданы экспериментальные самолёты YF-16CCV(1976), AFTI/F-16 (1982) и F-16XL (1982, см. рис.). Основные данные некоторых самолётов концерна приведены в таблице.

М. А. Левин.

Табл. — Самолёты концерна “Дженерал дайнемикс”

Основные данные

Стратегический бомбардировщик FB-111

Истребитель-бомбардировщик F-111

Многоцелевой истребитель

F-16C

Первый полёт, год

1967

1971

1984

Число и тип двигателей

2 ТРДДФ

2 ТРДДФ

1 ТРДДФ

Тяга двигателя, кН

90,5

111

104 или 123

Длина самолёта, м

22,98

23,02

15,03

Высота самолёта, м

5,22

5,22

5,09

Размах крыла, м

21,32/10,34*

19,20/9,74*

9,45

Площадь крыла, м2

51,1

48,77

27,87

Взлётная масса, т:

 

 

 

 

 

 

нормальная

51,71

28,28

11,37

максимальная

53,91

45,36

19,19

Масса пустого самолёта, т

21,55

23,53**

8,32 или 8,66

Максимальная боевая нагрузка, т

17

11,34

5,44

Максимальная скорость полёта, км/ч

2330

2655

2145

Максимальная дальность полёта, км

7550

6110

2100 (перехватчик)

Потолок, м

15320

17650

15240

Экипаж, чел.

2

2

1

Вооружение или спец. оборудование

Бомбы или до 6 УР

Пушка (20 мм), бомбы, НАР, УР

Пушка (20 мм), УР, бомбы

* При минимальной и максимальной стреловидности. ** Масса снаряженного самолета

“Дженерал Электрик” (General Electric Company) — фирма США, выпускающая электронное, электротехническое оборудование и авиадвигатели. Основана в 1882. В 1918 был создан авиационный турбонагнетатель, в годы Второй мировой воины велось массовое производство турбонагнетателей для поршневых двигателей истребителей и бомбардировщиков. Программы разработки авиационных газотурбинных двигателей начались в 1941 с освоения производства ТРД 1-А английской конструкции для первого американского реактивного истребителя Белл ХР-59А. Фирмой был создан и испытан первый американский турбовинтовой двигатель TG-100, велись работы по авиационной ядерной силовой установке. В 1952 началась разработка турбореактивного двигателя с форсажной камерой J79 для сверхзвуковых самолётов (к 1986 выпущено 17200 с учётом производства в других странах). Выпускает газотурбинные двигатели для истребителей, бомбардировщиков, военно-транспортных и пассажирских самолётов (в том числе широкофюзеляжных) и вертолётов. К основным программам конца 80-х гг. относятся: производство турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой F101, F110, F404, турбореактивного двигателя с форсажной камерой J79 и J85, турбореактивных двухконтурных двигателей TF34, и TF39. турбовинтовых и турбовальных газотурбинных двигателей T58, T64 и T700 для военных летательных аппаратов и турбореактивного двухконтурного двигателя CFM56 (с фирмой “СНЕКМА”), CF6 (см. рис.), CF34, CF700, турбовинтовых и газотурбинных двигателей СТ7 и СТ58 для пассажирских и административных самолётов и вертолётов; разработка турбовинтовентиляторного двигателя GE36 UDF (лётные испытания с 1986) и турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой GE37 для американского истребителя ATF 90-х гг. (стендовые испытания с 1987). Основные данные некоторых двигателей фирмы приведены в таблице.

Экспериментальный самолёт F-16XL.

Турбореактивный двухконтурный двигатель CF6.

Табл. — Двигатели фирмы “Дженерал электрик”

Основные данные

F101-GE-102

(ТРДДФ)

F404-GE-400 (ТРДДФ)

TF34-GE-400A (ТРДД)

T700-GE-700 (ГТД)

CF6-80C2 (ТРДД)

CF6-50C2 (ТРДД)

Тяга, кН

133

71,2

41,3

-

249

234

Мощность, кВт

-

-

-

1130

-

-

Масса, кг

2000

970

670

188

4050

3060

Диаметр, м

1,4

0,885

1,32

0,584

2,827

2,675

Удельный расход топлива:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

на взлётном режиме. кг/(Н*ч)

-

0,2

0,037

-

0,033

-

г/(кВт*ч)

-

-

-

285

-

-

на крейсерском режиме,

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

кг/(Н*ч)

-

-

-

-

0,06

0,064

расход воздуха, кг/с.'

159

63,5

153

4,5

780

670

степень повышения давления

26,5

25

21

17

29.4

30,4

Степень двухконтурности

2

0,34

6,2

-

5,2

4,31

Температура газа перед турбиной, К

-

1600-1656

1498

1473

1528

1620

Применение (летательные аппараты)

Бомбардировщик Рокуэлл B-1B

Истребитель Макдокнелл-Дуглас P-18

Самолёт ПЛО Локхид S-3A

Вертолёты Сикорский UH-60A н Хьюз AH-64

Пассажирские самолеты Эрбас индастри A310 и A300-600, Боинг 747 и 767, Макдоннелл-Дуглас MD-11

Пассажирские самолёты Макдоннелл-Дуглас DC-10-30, Эрбас индастри A300B

 

Дзюба Иван Михайлович (р. 1918) — советский лётчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1961), Герой Советского Союза (1942). Окончил Одесскую лётную школу (1938). Участник Великой Отечественной войны. Выполнил 238 боевых вылетов, провел 25 воздушных боёв, сбил 12 самолётов противника. С 1943 на испытательной работе в Научно-испытательном институте Военно-воздушных сил. Одним из первых освоил технику пилотирования реактивных самолётов. Выполнил более 70 программ испытаний самолётов и спецтехники, 5 программ государственных испытаний опытных самолётов, освоил 117 типов и модификаций истребителей, бомбардировщиков, военно-транспортных и пассажирских самолётов. Испытывал средства спасения лётчика, определял характеристики устойчивости и управляемости самолётов С. А. Лавочкина, системы вооружения на реактивных самолётах Лавочкина, А. И. Микояна и С. В. Ильюшина, катапультную установку на самолёте — летающей лаборатории УТИ-МиГ-15. Обучал лётчиков-испытателей и космонавтов: Ю. А. Гагарина, Г. С. Титова, А. Г. Николаева и др. С 1974 в Главном штабе Военно-воздушных сил Советской Армии. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, Отечественной войны, 1-й и 2-й степени, Красной Звезды, медалями. Портрет см. на стр. 220.

И. М. Дзюба.

ди — принятое в СССР в 20—30-х гг. обозначение двухместных истребителей. Под этой маркой было разработано несколько опытных самолётов (первым был 2И-Н1 или ДИ-1, см. Поликарпова самолеты), а ДИ-6 (ЦКБ-11) конструкции С. А. Кочеригина и В. П. Яценко строился серийно.

диагональный компрессор — см. в статье Компрессор.

дивергенция элементов конструкции летательного аппарата (от средневекового латинского divergo — отклоняюсь) — потеря статической устойчивости летательного аппарата в целом или какой-либо его части (например, крыла, рулей, лопасти винта вертолёта), характеризуемая состоянием нейтрального равновесия частей летательного аппарата под действием стационарных аэродинамических и упругих сил. Согласно Нормам летной годности самолётов, критическая скорость полёта, при которой наступает Д. (Vкр. див.), должна не менее чем в 1,2 раза превышать предельную скорость Vпред. летательного аппарата на всех высотах полёта.

Д. крыла явилась причиной многие катастроф и аварий самолётов (например, моноплана С. Ленгли в 1903), Первые работы, посвящённые Д., в конце 20-х гг. выполнили немецкий учёный X. Рейснер и английские учёные Р. Фрейзер, В. Дункан. Эффективный метод расчёта критической скорости Д. крыльев большого удлинения предложен в СССР в конце 30-х гг. Е. П. Гроссманом.

Важная методическая особенность современных исследований Д. — обычно совместное выполнение их с рассмотрением другие явлений динамической и статической аэроупругости. В частности, представление о Д. крыльев может быть получено по результатам расчёта реверса элеронов, поворотного стабилизатора, носков, рулей — по результатам измерений их шарнирных моментов и жёсткости проводки управления; Д. фюзеляжа с дестабилизатором может быть исследована на основании расчёта суммарных аэродинамических характеристик свободно летящего самолёта. Важное представление о характеристиках Д. может быть получено при исследовании флаттера.

При приближении состояния конструкции к Д. деформации (а также производные аэродинамических коэффициентов летательного аппарата по углам атаки и отклонения рулей) резко нарастают и становятся неопределёнными по знаку. Например, наиболее опасная Д. для самолётов с крылом обратной стреловидности характеризуется увеличением (вплоть до бесконечно большого значения) производной {{cay}} — коэффициент подъёмной силы по углу атаки (см. рис.). Эта производная, как и критическая скорость Д., определяется при статических испытаниях упруго-подобной модели в аэродинамической трубе; в ряде случаев более полное и строгое представление о Д. и других формах потери устойчивости летательного аппарата дают испытания динамически-подобной модели. Повышение жёсткости крыла, главным образом на изгиб, достигаемое ужесточением его композиционными материалами и некоторым рациональным направлением их волокон, позволяет уменьшить темп роста производной {{cay}}, уменьшить аэродинамические нагрузки и увеличить критическое значение скоростного напора. Опасность другие форм Д. весьма ограничена и при необходимости наиболее просто устраняется рациональным выбором жёсткостных характеристик конструкции.

Г. А. Амирьянц.

Сравнительные характеристики дивергенции крыла обратной стреловидности: I — для исходного крыла; II — для крыла, ужесточенного композиционным материалом (VI, VII, — критические скорости дивергенции соответственно для исходного и ужесточенного крыла).

динамика полёта — раздел аэромеханики, изучающий динамические свойства и движение летательного аппарата различного назначения. В Д. п. исследуется движение летательного аппарата как в целом по траектории (траекторное движение), так и движение относительно его центра масс в установившемся и переходном режимах, а также при наличии разного рода возмущений (возмущённое движение), устойчивость летательного аппарата на различных режимах полёта (см. также Режимы летательного аппарата) и его управляемость, как при использовании “классических органов управления, так и “новых”, появившихся в 80-х гг. (см. Непосредственное управление подъёмной и боковой силами).

Все возрастающая скорость полёта и улучшающаяся манёвренность летательного аппарата оставляет пилоту всё меньше времени на принятие решения, и его исполнение требует все более широкого использования автоматики. Поэтому в Д. п. значительное внимание уделяется синтезу систем управления (см. Автоматическое управление) и эргономике (см. Эргономика авиационная) системы “летательный аппарат — человек” (см. Лётчик), разработке систем улучшения устойчивости и управляемости.

Существенное место в Д. п. отводится разработке методов создания и создания летательного аппарата с заданными летно-техническими характеристиками (см. Аэродинамический расчёт). Рост скоростей полёта и нагрузок на летательный аппарат и его элементы (крыло и т. п.) привели к тому, что стало необходимым учитывать и в определенной мере исключать влияние на летно-технические характеристики летательного аппарата его упругих свойств (см. Аэроупругость). Быстрое развитие средств автоматики позволили приступить к разработке и в конце 80-х гг. создать первые системы, учитывающие это влияние, — активные системы управления.

Решение возникающих в Д. п. задач базируется на знании и выборе аэродинамических характеристик летательного аппарата (см. также статью Аэродинамика, Аэродинамические силы и моменты); параметров силовой установки (типа двигателей авиационных, тяги или мощности двигателей, их зависимости от высоты и скорости полёта — см. Характеристики двигателя); взаимного расположения элементов летательного аппарата (крыла, оперения, двигателей и т. п. — см. Аэродинамическая схема); характеристик атмосферы (см., например, Атмосферное возмущение, Сдвиг ветра); характеристик и состава бортового и наземного оборудования (см., например, Бортовое оборудование, Бустерное управление, Электродистанционная система управления). При этом проектируемые и разрабатываемые устройству и системы апробируются в виде моделей в аэродинамических трубах и других экспериментальных установках, при полунатурном моделировании на пилотажных стендах, натурных испытаниях в летных исследованиях и доводятся в процессе лётных испытаний.

Математической основой Д. п. являются теоретическая механика (см., например, Уравнения движения), теории устойчивости и систем автоматического регулирования, методы оптимизации и статистические методы анализа и синтеза динамических систем.

динамическая высота — высота полёта, превышающая статический потолок летательного аппарата. Д. в. достигается в динамическом режиме полёта, при котором часть кинетической энергии летательного аппарата переходит в потенциальную. Максимально достигаемая Д. в. называют динамическим потолком летательного аппарата.

динамическая жесткость упругой системы — отношение комплексных амплитуд силы или момента соответствующего смещения (линейного или углового), являющееся функцией частоты колебаний. Для линейных систем (а при некоторых ограничениях и для нелинейных) Д. ж., зависящая от основных параметров системы, полностью характеризует соответствующие динамические свойства системы (в том числе летательного аппарата). Для определения Д. ж., например, при изучении взаимодействия рулевых приводов и органов управления летательного аппарата, наряду с расчётными методами эффективно использование экспериментальных исследований на соответствующих стендах.

динамический потолок 1) Д. п. самолёта — наибольшая высота, достигаемая самолётом в неустановившемся полёте. В области установившихся режимов полёта (ниже линии статических потолков, см. рис.) может быть достигнуто равенство внешних сил, действующих на самолёт. Выше линии статических потолков силы не могут быть уравновешены, поэтому полёт может быть только неустановившимся; переход в эту область возможен лишь путём преобразования части кинетической энергии самолёта в потенциальную. Однако достижение максимальной энергетической высоты, равной максимальной удельной энергии самолёта, неосуществимо. Максимальная удельная энергия e реализуется в горизонтальном установившемся полёте при максимальной тяге двигателей. Для перевода самолёта в режим набора высоты необходимо увеличить угол атаки, что приводит к увеличению аэродинамического сопротивления, в результате чего нарушается баланс сил и производная удельной энергии de/dt = Vnx (V — скорость самолёта, nx, — продольная перегрузка) становится отрицательной. Таким образом, переход в область выше линии статических потолков возможен только из тех точек, в которых производная удельной энергии в горизонтальном полёте положительна, то есть из области, лежащей ниже линии статических потолков. Возможно несколько типов такого перехода. Если при максимальной тяге создать угол атаки, при котором тяга уравновешивает сопротивление, то переход будет совершаться по линии e = const. Параметры траектории (скорость, высота, угол наклона траектории) будут изменяться, причем максимальное значение угла наклона траектории достигается в точке статического потолка. Для обеспечения максимальной высоты в таком движении выход на него из горизонтального полёта нужно производить из точек границ области, допускаемой по скоростному напору или по Маха числу полёта М{{}}. Самолёт может достичь большей высоты, если закон управления усложнить. Движение также должно начинаться из точек границ области при максимальной тяге двигателей. На первом участке полёта угол атаки необходимо выдерживать таким, чтобы обеспечить движение с максимально допустимой нормальной перегрузкой (если она достигается). По мере увеличения высоты угол атаки увеличивается до значения, максимально допустимого условиями устойчивости полёта, и на остальной части траектории остаётся постоянным. Такой полёт происходит с уменьшением удельной энергии, поэтому после достижения Д. п. при снижении самолёт переходит в горизонтальный установившийся полёт в точке области с меньшим значением удельной энергии. Максимальное значение высоты полёта на этой линии является практически достижимым Д. п., если в этой точке области режимов полёта выполняются требования устойчивости, управляемости и обеспечивается работа силовой установки. Использование неустановившихся режимов полёта наиболее эффективно для скоростных самолётов, кинетическая энергия которых составляет большую часть полной энергии. Расчёты и практические рекордные полёты показывают, что для сверхзвуковых самолётов динамический потолок может превышать статический на 10—15 км.

2) Д. п. вертолёта — наибольшая высота, достигаемая вертолётом в полёте с поступательной скоростью.

Лит.: Микоян С. А., Динамический метод набора высоты, в сб.: Летчику о практической аэродинамике. М., 1961.

Б. X. Давидсон.

Диаграммы полёта для достижения динамического потолка: 1 — кривые набора высоты при условии e = const во время полёта; 2 — кривая набора высоты дли достижения максимального динамического потолка; 3 — кривая спуска, соответствующая минимальному уменьшению удельной энергии; 4 — гранича области режимов полёта, допустимых по скоростному напору (прочности конструкции) или числу М{{}}.

динамически-подобная модель летательного аппарата — модель летательного аппарата, созданная в соответствии с законом динамического подобия и используемая при исследованиях флаттера и другие явлений аэроупругости в аэродинамических трубах. Полученные в лабораторных условиях результаты переносятся на натурный летательный аппарат пересчётом. Обычно Д.-п. м. геометрически подобна натурному летательному аппарату, имеет такое же распределение масс и жёсткостей и обеспечивает подобие аэродинамических сил (без учёта сил вязкости), а также упругих и инерциальных сил при малых колебаниях около положения равновесия. Все масштабы моделирования однозначно выражаются через 3 основные масштаба; длины kL, плотности kρ и скорости kV (при малых скоростях потока в аэродинамической трубе) или скоростных напоров kq, (при больших скоростях). И для модели, и для натурного летательного аппарата при пересчёте используется равенство безразмерных подобия критериев (чисел Ньютона, Коши, Струхала, Маха). Например, масштабы для масс kM, жёсткостей kE и частоты колебаний kp определяются следующим образом: kM = kpk3L; kE = kpk2Vk4L = kqk4L; kp = kVk-1L = kqkp.

Основные масштабы выбираются оптимальными для моделирования исходя из данных натурного летательного аппарата в пределах, допускаемых параметрами аэродинамической трубы. Имеется несколько основных конструктивных схем Д.-п. м.: модель-копия, конструктивно-подобная модель, отсечно-балочная модель. Кроме того, применяют модели комбинированной схемы, упрощённые и схематические.

Модель-копия выполняется из того же материала, что и натурный летательный аппарат, с соблюдением всех подробностей конструкции, как её копия, геометрически подобная ей в выбранном масштабе длин kL. Масштабы плотности и скорости при этом равны единице, и, следовательно, плотность и скорость потока при испытании модели-копии равны натурным. Такие условия выполнимы не во всех случаях. Имеются и технологические затруднения при изготовлении элементов модели.

Конструктивно-подобная модель — модель, силовые элементы которой подобны натурным по жёсткостным и массовым характеристикам, и схема их силового взаимодействия воспроизводит силовую схему натуры. Но такая модель не копирует натурный летательный аппарат во всех деталях. Существует несколько возможных вариантов такой модели. Например, силовые элементы могут быть выполнены из материала с другим модулем упругости. Получающаяся из-за замены материала разница в массе восполняется так называемыми доводочными грузами. При сохранении подобия по массовым характеристикам такая модель будет Д.-п. м. с масштабом скоростей kу = {{E-1/2}} = (EМ/ЕН){{1/2}}, где ЕМ и ЕН — модули упругости материала модели и натурного летательного аппарат, {{E}} — приведённый модуль упругости. Такую модель изготовляют из целлулоида, винипласта или других пластиков и исследуют в аэродинамических трубах с малыми скоростями потока. В другом варианте модели площади F силовых элементов могут быть изменены в {{F}} раз по сравнению с требованиями геометрического подобия при сохранении их координат в сечениях конструкции. В этом случае масштаб скоростей будет kV{{(EF)1/2}} и, подбирая значения {{F}} и {{E}}, можно создать Д.-п. м. с любым (в известных пределах) масштабом скоростей. Возможен вариант, в котором при изменении относительной толщины профиля крыла в {{H}} раз ({{Н}} > 0,8) характеристики жёсткости его сечений изменяются примерно в {{H}}-2 раз; масштаб скоростей будет kV({{EFH}}-2) Выбирая kL и комбинируя величины {{Е}}, {{F}}, {{H}} или заменяя только некоторые из них, можно в большинстве случаев подобрать такие их значения, при которых будут удовлетворены и требования эксперимента, и условия, диктуемые технологией изготовления.

Отсечно-балочные модели (см. рис.) — модели, в которых элементы летательного аппарата (крыло большого строительного удлинения, фюзеляж и т. п.) схематизируются так называем эквивалентными балками. Жёсткостные характеристики такой балки воспроизводятся упругим стержнем лонжерона; геометрические формы создаются жёсткими отсеками, моделирующими также и массовые характеристики. Эти отсеки, разделённые между собой щелями, передают на лонжерон инерционные и аэродинамические силы и жёстко закреплены на нём так, что следуют за перемещениями лонжерона, но не стесняют его деформации и не искажают жёсткостные характеристики. Массовые характеристики воспроизводятся распределением масс по условиям подобия. Эти модели относительно просты, удобны и дают хорошие результаты при моделировании.

Модели комбинированной схемы используются для тех участков конструкции, к которым отсечно-балочная схема моделирования не применима. При этом упругие свойства элементов в ряде случаев можно воспроизводить путём приближённого копирования основных силовых элементов или заменой этой конструкции другой упругой системой с приближённо эквивалентными характеристиками. Такой приём применим, например, для узла сочленения крыла с фюзеляжем, для корневых участков крыльев большой стреловидности, для подмоторных рам.

Некоторые сложные по силовой схеме участки конструкции, жёсткости которых трудно определить расчётом, можно выполнить на модели конструктивно-подобными, применяя материал с малым модулем упругости. Упрощённые и схематические модели применяются в тех случаях, когда нет необходимости добиваться полного подобия по массовым и жёсткостным характеристикам. Так, иногда можно жёсткостные характеристики крыла малого удлинения моделировать характеристиками пластины. В других случаях, например, при установке тяжёлого агрегата на конце крыла, можно не выдерживать подобия крыла по массам, ограничиваясь подобием по жёсткости. Такие модели обычно применяют при предварительных исследованиях летательного аппарата.

Лит.: Альхимович Н. В., ПоповЛ.С., Моделирование флаттера самолета в аэродинамических трубах, М., 1947 (ЦАГИ, Труды, №623); Седов Л. И., Методы подобия и размерности в механике, 10 изд., М., 1987.

Е. Ц. Соболев.

Общий вид отсечно-балочной модели.

динамическое давление — используемое в зарубежной литературе, но не рекомендуемое в отечественной название скоростного напора.

диполь (от греческого di- — приставка, означающая дважды, двойной, p{{ó}}los — полюс) гидродинамический — точечная особенность в поле безвихревого течения идеальной несжимаемой жидкости, которая представляет собой предельное состояние источников и стоков равной интенсивности Q, когда расстояние между ними l{{}}0, a Q{{→∞}} таким образом, что произведение Q*l = M = const. Постоянная M называется моментом Д. и является векторной величиной, так как она зависит от ориентации линии, соединяющей источник и сток в процессе предельного перехода и называемой осью Д. Как источник и сток, Д. является математической моделью и используется в аэро- и гидродинамике для анализа потенциальных течений; другие название Д. — дублет. На основе двух Д. в результате аналогичного предельного перехода можно получить особенность более высокого порядка, которая называется мультидиполем или мультидублетом.

В плоском случае в плоскости комплексного переменного z = x + iy течение от Д., расположенного в точке z0, ось которого составляет угол {{α}} с осью x, описывается комплексным потенциалом

{{формула}}

где {{φ}}(х, у) — потенциал скорости, {{ψ}}(х, у) — функция тока. Схематическая картина линий тока (сплошные линии {{ψ}} = const) и эквипотенциальных линий (штриховые линии {{φ}} = const) для Д. (z0 = {{α}} = 0) показана на рис. В рассматриваемом течении расход жидкости через произвольный замкнутый контур, охватывающий Д., равен нулю; это свойство делает Д. очень удобным для анализа обтекания тел. Так, например, если в однородный набегающий со скоростью V{{}} поток поместить Д. с М = 2{{π}}V{{}}, то суммарное течение будет соответствовать обтеканию кругового цилиндра единичного радиуса. Понятие Д. используется также при анализе течений идеальной сжимаемой жидкости на основе линеаризованных уравнений (см. Линеаризованная теория течений).

В. А. Башкин.

директорное управление самолётом — способ управления, при котором для стабилизации движения самолёта на заданной траектории лётчик выполняет индицируемые ему директорным прибором команды о необходимых воздействиях на органы управления. Индикаторы команд Д. у. совмещаются с указателями положения самолёта относительно горизонта и заданной траектории, а также с указателем скольжения в командно-пилотажных приборах (см. рис. в статье Пилотирование по приборам). Д. у. существенно упрощает процесс пилотирования по приборам и применяется главным образом при взлёте, заходе на посадку и уходе на второй круг.

Команда управления формируется как разность текущего и заданного значений выбранного для Д. у. параметра короткопериодического движения самолёта, например, углов крена и тангажа (или нормальной перегрузки). Выдаваемое значение параметра Д. у. является суммой сигнала отклонения от траектории и сигнала скорости его изменения. Конструктивно принцип Д. у. реализуется в директорных системах траекторного управления, включающих вычислитель команд управления, контрольно-пилотажный и навигационно-плановый приборы. Чаще всего директорная система входит в состав бортовой системы автоматического управления (см. Автоматическое управление).

Лит.: Михалев И. Д., Окоемов Б. Н., Чикулаев М. С., Системы автоматического управления самолетом, 2 изд., М., 1987.

дирижаблестроительный учебный комбинат (ДУК) — был образован в 1933 в системе ГВФ в г. Тушине под Москвой на базе Московского дирижаблестроительного института, воздухоплавательного факультета Ленинградского учебного комбината ГВФ и Воздухоплавательной школы ГВФ. Включал Воздухоплавательную школу и Дирижаблестроительный институт. Школа готовила пилотов аэростатов и дирижаблей и техников по их эксплуатации, а институт — инженеров-дирижаблестроителей широкого профиля. ДУК в сотрудничестве с “Дирижаблестроем” принимал участие в научно-исследовательских работах и конструкторских разработках в области воздухоплавательной техники. В 1935 комбинату было присвоено имя К. Э. Циолковского. В числе выпускников ДУК Г. И. Голышев, Н. С. Гудованцев, С. В. Дёмин, А. Ф. Крикун, И. В. Паньков, Г. П. Свищёв, В. А. Установич, В. В. Уткин, А. А, Фомин. В 1939 в связи со свёртыванием дирижаблестроения в стране ДУК был расформирован — Воздухоплавательная школа закрыта, а институт реорганизован в Московский институт инженеров ГВФ, который послужил базой для создания в 1940 Московского авиационного технологического института.

“дирижаблестрой” — специализированное предприятие по опытному строительству и эксплуатации дирижаблей. Основан в конце 1931 в Москве в системе ГВФ, в 1932 переведено в г. Долгопрудный Московской области, где ему была передана дирижабельная база Осоавиахима. Сюда же были перебазированы ранее созданные в СССР дирижабли “Комсомольская правда” и В-1. В “Д.” были построены и проходили опытную эксплуатацию дирижабли В-2 (объёмом 5000 м3). В-3 (6500 м3), В-5 (2168 м3), В-6 (18500 м3), В-7, В-7 бис, В-8 (все объёмом 9150 м3), В-10 (3700 м3). Были созданы модернизированные варианты дирижаблей “Комсомольская правда” (получил название В-4) и В-1 (В-1бнс и В-12). Был проведён ряд значительных опытно-конструкторских работ, в том числе построен макетный цельнометаллический дирижабль, в конструкции которого была реализована одна из идей К. Э. Циолковского — применена оболочка из тонкостенных гофрированных листов из нержавеющей стали. В “Д.” работали такие учёные и конструкторы, как Б. А. Гарф, М. М. Кулик, У. Нобиле, А. И. Путилов, Р. В. Пятышев, Г. П. Свищёв, воздухоплаватели Н. С. Гудованцев, С. В. Дёмин, И. В. Паньков, С. А. Попов, В. А. Устинович и др. В 1936 производственная база “Д.” была передана в Наркомтяжпром (завод №207), а эксплуатация и подготовка лётных кадров остались за ГВФ. В начале 1940 работы по дирижаблям на предприятии были прекращены.

дирижабль (от французского dirigeable — управляемый)— управляемый аэростат. Имеет удлинённый обтекаемый корпус, наполненный подъёмным газом (гелий, водород или тёплый воздух), создающим аэростатическую подъёмную силу. Воздушные винты, приводимые во вращение двигателями, сообщают Д. поступательную скорость 60—120 км/ч (скорость может быть и несколько большей). В кормовой части корпуса устанавливается оперение, состоящее из неподвижных поверхностей (стабилизаторов), рулей направления и высоты. Корпус Д. совместно с кормовым оперением способен создавать аэродинамическую подъемную силу, что позволяет сочетать летно-технические характеристики аэростата и самолёта. В нижней части корпуса располагаются гондола с кабиной управления, помещения для пассажиров и экипажа, топлива и специального оборудования. Двигательные установки с винтами обычно размещаются на корпусе или гондоле. Полеты Д. проводятся на высоте до 3 км, в отдельных случаях — до 6 км.

По типу конструкции корпуса и оболочки различают (рис. 1): жёсткие дирижабли и нежёсткие (полужёсткие дирижабли, мягкие дирижабли и разновидность последних — полумягкие Д.). Основные данные некоторых жёстких, полужёстких и полумягких Д. приведены в таблицах 1—3.

Взлёт Д. происходит в результате сброса балласта, а спуск — вследствие частичного выпуска подъёмного газа, при этом форма и жёсткость корпуса сохраняются путём пополнения воздуха в баллонетах. Вертикальный взлёт, висение и вертикальный спуск Д. могут также осуществляться изменением вектора тяги винтов.

В свободном полёте (то есть при неработающих движителях) устойчивость и управляемость Д. обеспечиваются только аэростатической подъёмной силой заключённого в его корпус газа.

В управляемом полете устойчивость и управляемость Д. в горизонтальной плоскости обеспечиваются стабилизаторами и рулями направления, а при использовании движителей с изменяемым вектором тяги также и воздушными винтами, в вертикальной плоскости — изменением аэродинамической подъёмной силы оперённого корпуса (путём изменения углов атаки и углов поворота рулей высоты) и вектора тяги движителей.

Изменением объёма газа в носовых и кормовых баллонетах нежёстких Д. достигается изменение угла атаки при аэродинамическом взлёте с разбегом. При полёте с углом атаки благодаря аэродинамической подъёмкой силе оперённого корпуса подъёмная сила Д. может увеличиться или уменьшиться на 10—30% по сравнению с аэростатической.

Д. представляют собой совершенные инженерные конструкции, обладают высокой надёжностью. Вес конструкции, приходящийся на 1 м3 воздухоизмещения Д., составляет 4—6 Н. Достоинства Д.: большая дальность и длительность полёта, способность осуществлять вертикальный взлет, посадку, свободный дрейф в атмосфере, длительное “зависание” над заданным местом, экологическая чистота. Недостатки: существенно меньшие, чем у самолёта, скорость полёта и транспортная производительность, чувствительность к метеорологическим условиям, необходимость специальных наземных сооружений — причальных мачт и эллингов.

Историческая справка. 24 сентября 1852 совершил первый полёт Д. объёмом 2,5 тысячи м3 конструкции А. Жиффара (1 на рис. 2) с воздушным винтом, приводимым во вращение паровой машиной, наибольшая мощность которой (2,2 кВт) не позволяла этому Д. летать даже при слабом ветре. В 1872 был испытан в полёте Д. объёмом 3,8 тысяч м3 французского инженера-судостроителя С. А. Л. Дюпюи де Лома с мускульным приводом винта (2). В том же году в Австрии Хейлейном был построен и испытан Д. объёмом 2,4 тысячи м3, длиной 50,4 м, с корпусом, наполненным светильным газом (3). Мощность двигателя этого Д. была около 4 кВт, скорость полёта не превышала 5 м/с. В 1883 летал Д. объёмом 1,06 тысячи м3 Г. Тиссандье и его брата (4), оснащённый электродвигателем и гальваническими элементами, а в 1884 — Д. “Франция” Ш. Ренара и А. Кребса объёмом около 2 тысяч м3 (5); по существу эти полёты были первыми управляемыми. Для поддержания удлинённой обтекаемой формы корпуса Д. использовались баллонеты. Кроме рулей направления в конструкцию оперения Д. стали включать и стабилизаторы. Наряду с мягкими Д. начали проектировать, а затем и строить жёсткие и нежёсткие Д.

В России ряд интересных проектов Д. был сделан В. Н. Архангельским, О. К. Костовичем, А. И. Лодыгиным, Н. М. Соковниным, И. И. Третесским, К. Э. Циолковским и др. В 1893—1994 в учебно-воздухоплавательном парке в Петербурге по проекту австрийского изобретателя Д. Шварца строился первый в мире цельнометаллический Д. объёмом 3,85 тысяч м3, длиной 47,6 м (6), который был достроен в Германии, где в 1897 совершил полёт.

Первые Д., способные летать против ветра со скоростью до 15 м/с, были созданы во Франции и Германии. Полёты первого немецкого жёсткого каркасного Д. конструкции Ф. Цеппелина успешно состоялись в 1900. Д. LZ-1 объёмом 11,3 тыс. м3 (7) развивал скорость до 28 км/ч. В 1906 Д. LZ-3 такого же объёма, как LZ-1, летал со скоростью 39,6 км/ч, имея при этом запас топлива на 41 ч полёта. Во Франции в 1902 братьями Полем и Пьером Лебоди построен первый полужёсткий Д. объёмом 2,3 тысячи м3, длиной 53 м (8), купленный военным ведомством. Годом раньше А. Сантос-Дюмон на Д. №6 своей конструкции (9) облетел вокруг Эйфелевой башни со скоростью 25 км/ч и вернулся к месту взлёта.

Под влиянием достигнутых во Франции и Германии успехов строительство Д. началось также в Великобритании, Италии и России. К началу Первой мировой войны в Европе строились Д. нескольких типов. В России в 1908—1915 было создано 9 Д., лучшими из которых были “Альбатрос II” объёмом 9,6 тысяч м3, длиной 77 м (10) и “Гигант” объёмом около 21 тысячи м3, длиной 114 м (11). Кроме того, Д. закупались во Франции и Германии. К началу Первой мировой войны Россия имела 14 воздушных кораблей. Д. могли летать со скоростью до 70 км/ч, длительность полёта (автономия) достигала 30 ч. На вооружении Германии было 15 Д., Италии — 10, Великобритании — 7 и Франции — 5.

В годы Первой мировой войны Д. использовались для проведения бомбардировочных операций, дальних разведок, эскортирования судов, поиска и уничтожения подводных лодок. Применявшиеся в Великобритании, Франции, Италии, Германии и США мягкие и полужёсткие Д. объёмом от 2 до 31 тысячи м3 летали со скоростью 60—100 км/ч, имели автономию 50—100 ч. Наиболее известным был немецкий полужёсткий Д. PN-27 (31,3 тысячи м3, длина 158 м) для Военно-морского флота (12). За время войны в Германки было построено около 100 жёстких Д. объёмом от 35 до 68 тысяч м3, которые со скоростью до 100—130 км/ч могли летать на высотах 4—6 км. Масса груза Д. объёмом 68 тысяч м3 составляла 32—34 т. Длительность полёта достигала 100 ч, а дальность — 6000 км. Всего за время Первой мировой войны было построено около 500 Д., в том числе 120—130 жёстких. В конце войны в строю оставалось около 300 Д.

Существовавшие в 20-х гг. самолёты не могли обеспечить межконтинентальные воздушные сообщения. Это стимулировало в ряде стран интерес к организации воздушных линий на больших Д. Возможности таких линий основывались на опыте успешной эксплуатации английского жёсткого Д. R-34 объёмом 55 тысяч м3, совершившего в июле 1919 первый полёт через Атлантический океан (из Великобритании в США), и дальних полётов немецких Д. В 1919 в Германии был построен жёсткий транспортный Д. LZ-120 (“Бодензее”) объёмом 22 тысячи м3, длиной 120,8 м (13). В Великобритании и Франции в начале 20-х гг. стали разрабатывать жёсткие транспортные Д., а в США военные Д. различных типов для нужд Военно-морского флота.

В Италии в 1918—1928 создавались полужёсткие Д. В 1921—1923 под руководством У. Нобиле был построен полужёсткий Д. N-1 объёмом около 19 тысяч м3, длиной 109 м .(14). В конце 1925 его продали Норвегии и переименовали в “Норге”. Весной 1926 Д. “Норге” совершил перелёт из Рима до Кингс-Бея на Шпицбергене протяжённостью 7250 км (с четырьмя посадками), 11 мая 1926 с экипажем 15 человек перелетел через Северный полюс, совершив посадку в Теллере на Аляске. Расстояние 5300 км от Кингс-Бея до Теллера было пройдено за 71 ч со средней скоростью 75 км/ч. С 1931 в Италии Д. не строились.

В США после Первой мировой войны интерес к Д. определялся их потенциальными возможностями проводить дальние морские разведки, охрану побережья, эскортирование судов, поиск подводных лодок, осуществлять дальние коммерческие и военные перевозки. В 1922—1923 в США по типу немецкого Д. LZ-69 был построен жёсткий Д. “Шенандоа” объёмом 76 тысяч м3, который использовался для полётов в 1924—1925. 4 сентября 1925 он потерпел катастрофу, попав во время полёта в шторм. Построенный в Германии в 1924 по заказу США жёсткий Д. LZ-126 объёмом 79,5 тысяч м3 успешно эксплуатировался 8 лет в Военно-морских силах США. В дальнейшем, до Второй мировой войны, в США разрабатывались и эксплуатировались полумягкие Д. объёмом до 12 тысяч м3 для Военно-морского флота и небольшие коммерческие Д. Были построены два экспериментальных цельнометаллических Д.: ZMG-2 объёмом 5,72 тысяч м3, длиной 45,54 м (15) и “Слейт” (9,54 тысяч м3).

Во Франции в 20-х — начале 30-х гг, проводились исследования по использованию жёстких Д. На дирижабле “Диксмюде” (62 тысячи м3) в 1923 французы установили мировой рекорд продолжительности полёта 118 ч 40 мин. В 1931 был создан гибридный Д. (геликостат) конструкции Эмишена объёмом 1,1 тысячи м3 (16). Мягкие и полужёсткие Д. строились и применялись во Франции до 1938.

В 1928 в Германии для арктических полётов был построен жёсткий Д. LZ-127 “Граф Цеппелин” (17), способный летать со скоростью до 130,3 км/ч и без посадки перевозить 20 пассажиров на расстояние до 10 тысяч км. В 1929 он совершил кругосветный полёт протяжённостью 35 тысяч км с тремя посадками, в 1930 прилетал в Москву, а в 1931 совершил арктический перелёт, проведя тщательный осмотр и фотографирование островов и бухт земли Франца-Иосифа. С 1928 на Д. LZ-127 осуществлялись регулярные пассажирские рейсы между Германией и Бразилией (10—11 тысяч км) и Германией и США. С 1928 по 1937 он совершил 136 полётов в Южную Америку и 7 в США. Всего Д. LZ-127 за 590 полётов, покрыв 1700 тысяч км, перевёз 13 тысяч пассажиров. Общий налёт его составил 17177 ч. Строительство транспортных Д. продолжалось в Германии до 1939.

В Великобритании проекты коммерческого использования Д. стали разрабатываться с 1919. В 1925—1929 для пассажирских перевозок было построено два жёстких Д.: R-100 и R-101 (18). Д. R-101 был рассчитан на перевозку 50 пассажиров и 7 т груза по маршруту Англия — Индия — Австралия. 4 октября 1930 он был направлен в полёт в Индию, хотя не были проведены полностью его лётные испытания и устранены конструктивные недостатки. Пролетая над Францией на высоте всего 100 м, Д. попал в дождь и нисходящим потоком был прижат к земле, от удара возник пожар. После этой катастрофы Д. в Великобритании не строились.

Германо-американская компания “Гудьир-Цеппелин”, созданная в США, построила в 1926—1933 для военно-морского флота два жёстких Д. “Акрон” (19) и “Мейкон” объёмом по 209 тысяч м3. Имея крейсерскую скорость 92,6 км/ч, эти Д. могли совершать полёты продолжительностью 140—150 ч, в их внутренних ангарах могло находиться от 4 до 7 разведывательных самолётов, Д. “Акрон” в 1931—1933 совершил 51 полёт, пробыв в воздухе 1131 ч. В 1933 во время полёта в шторм, снизившись на малую высоту, он был прижат к воде и потерпел катастрофу. Аварии и катастрофы больших Д. в США в 30-х гг., а также развитие транспортной авиации снизили интерес к дальнейшему применению Д. Использование же военных нежёстких Д. объемом до 20 тысяч м в США не прекращалось.

В России в 1920 в Петрограде совершил ряд полётов Д. “Астра” объёмом 10,5 тысяч м3, переименованный в “Красную звезду”, а в 1923 — Д. “VI октябрь” объёмом 1,7 тысяч м3. В 1924 в Москве под руководством Н. В. Фомина и при участии А. Н. Туполева был создан мягкий Д. “Московский химик-резинщик” объёмом 2,5 тысячи м3, летавший в 1925—1928, а на его основе в 1930 — Д. “Комсомольская правда” (2,5 тысячи м3, длина 47,5 м). В 1932 в Центральном аэрогидродинамическом институте и на заводе “Каучук” был построен Д. В-1 объёмом 2,2 тысячи м3 длиной 45 м (20).

В 1932 в “Дирижаблестрое” были созданы мягкие Д. В-2 объёмом 5 тысяч м3 и В-3 объёмом 6,5 тысяч м3 длина 63,5 м (21). В 1932—1934 под руководством У. Нобиле были построены учебно-экспериментальный, полужёсткий Д. В-5 объемом 2158 м3, длиной 47,5 м и полужесткий пассажирский Д. В-6 (22). На Д. В-6 в сентябре 1937 совершён рекордный по продолжительности полёт — 130 ч 27 мин, что на 11 ч 47 мин превысило рекорд, достигнутый во Франции в 1923 на Д. “Диксмюде”. 6 февраля 1938 Д. В-6 в тумане налетел на необозначенную на карте гору в районе г. Кандалакша, что привело к катастрофе и гибели 19 человек команды. Спаслись 13 человек.

В 1934 был построен полужёсткий Д. В-7 объёмом 9,15 тысяч м3, длина 78 м (23), предназначенный для морской разведки. Под руководством М. М. Кулика был разработан и построен учебно-тренировочный полумягкий Д. В-10 (1937) объёмом около 3,7 тысяч м3. В 1939 проводилась модернизация Д. В-1, объём которого стал 2,9 тысяч м3.

В 1932—1940 советские Д. совершали полёты вокруг Москвы, в Ленинград, Петрозаводск, Архангельск, Свердловск, Севастополь и другие города. В 1933 разрабатывался полужёсткий Д. ДП-5 (см. таблицу 2). В 1935 был построен, но не собран полужёсткий Д. ДП-9. В 1935—1940 проходил испытания полужёсткий Д. ДП-16. Весной 1940 работы по строительству и эксплуатации Д. в СССР были прекращены, возобновились в 1942.

Во время Второй мировой войны Д. применялись в США и СССР. В США в конце 1941 было 10 небольших Д. Большие потери флота побудили конгресс США принять программу строительства 200 полумягких Д. для эскортирования судов и охраны побережья. Строились Д.: учебные объёмом 3,5 тысячи м3, разведчики объёмом 5 тысяч м3, для крейсерских полётов (типа “К”) объёмом 12 тысяч м3 и дальних крейсерований (типа “М”) объёмом 18 тысяч м3. В основном создавались полумягкие Д. типа “К” (24), которые имели максимальную скорость 120 км/ч. На крейсерской скорости 92,5 км/ч они могли летать 50 ч, пролетая 3500—4000 км. За время войны американские Д. совершили более 55900 полётов (свыше 550 тысяч ч).

В СССР в 1942—1947 Д. применялись как газовозы (доставляли водород для наполнения привязных аэростатов, используемых для подготовки парашютистов) и для специальных полётов. В 1944 под руководством Б. А. Гарфа был спроектирован и построен Д. “Победа” (25), а в 1946 — Д. “Патриот” (26), летавший в 1947.

После окончания Второй мировой войны дирижабельный флот США был значительно сокращён. В 1950-е гг. для противолодочной оборон разрабатывались полумягкие Д. ZPG-2, ZPG-2W и ZPG-3W (27). Новые Д. были оборудованы локаторами и специальной магнитной и акустической аппаратурой для использования в противовоздушной обороне и противолодочной оборон. В 50-х гг. в Военно-морском флоте было около 50 Д. объёмом от 13 до 42 тысяч м3. Д. ZPG-2, ZPG-2W и ZPG-3W в 1958—1961 выполняли полёты продолжительностью 100—200 ч во время снегопада, тумана и при ветрах скоростью до 30 м/с.

В 1961 американские военные Д. были сняты с вооружения, материальная часть законсервирована. В 1950—70-х гг. в США и Западной Европе эксплуатировалось 4—5 Д. объёмом 5—5,6 тысяч м3 для рекламных, телевизионных и прогулочных целей (28). Интерес к гражданскому и военному использованию Д. возобновился в конце 60-х гг. в связи с проблемами энергетического кризиса и необходимостью решения задач, в недостаточной мере решаемых другими летательными аппаратами. Проведённые исследования Д. с различными формами корпуса, типами и площадью оперения и движительными установками с изменяемым вектором тяги показали, что летно-технические, и эксплуатационные характеристики Д. могут быть улучшены. Из-за малой скорости и низкой производительности Д. для перевозки пассажиров на дальние расстояния нерентабельны. Возможна перевозка крупногабаритного оборудования массой 50—500 т на расстояние в несколько тысяч км. Кроме того, Д. могут использоваться для разведки над морем, длительных инспекционных полётов и др. Работы по исследованию и строительству Д. проводятся в США, Великобритании, Германии, Японии, Франции. В 1969 в Великобритании был построен опытный Д. SKS-500, имеющий движители с изменяемым вектором тяги, обеспечивающие ему вертикальный взлёт, висение и вертикальный спуск. К концу 1988 английской фирмой “Скайшип” было построено 15 Д. SKS-500 и SKS-600 объёмом 6,57 тысяч м3, длиной 59 м (29), используемых в Западной Европе, США, Австралии, Японии для рекламы, радиовещания, прогулочных полётов и др. В США, Франции и Великобритании проводятся работы по новым экспериментальным аэростатическим аппаратам, в том числе высотным беспилотным Д., способным длительное время летать на высоте 18—21 км, и различным тепловым Д. (30 и 31). Продолжаются изыскания конструкций геликостатов (см. Гибридный летательный аппарат). В России выполняются исследования перспективных Д. различного назначения.

Р. В. Пятышев. Г. П. Свищёв.

Табл. 1 — Жёсткие дирижабли

Основные данные

R-100, Великобритания

R-101, Великобритания

LZ-120, Германия

LZ-126, Германия

LZ-127, Германия

LZ-129, Германия

LZ-130, Германия

LZ-132**. Германия

“Мэкон” ZRS-5, США

Д-100 (проект, 1939), СССР

Начало эксплуатации, год

1929

1929

1920

1924

1928

1936

1938

-

1933

-

Объём внешний, тыс. м3

156,3

180,1

24,2

79,5

122

217

217

259

209,5

118,1

Объём газовый, тыс. м3

145,8

156

22,0

73,5

110,4

200

200

240

194

107,7

Длина, м

216,1

236,8

120,8

200

236,5

245,1

246,1

266

239,3

201,6

Диаметр, м

40,5

40,2

18,7

27.6

30,5

41,1

41,1

42

40,6

33,9

Подъёмный газ

Водород

Водород

Водород

Водород

Водород

Водород

Водород

Водород

Гелий

Гелий

Аэростатическая подъёмная сила, кН

1481,0

1584,0

225,6

753,4

1156,6

2025,8-2135,6

2119

2413,3

1793—1898,0

1086,0

Полезная аэростатическая подъёмная сила*, кН

458,1

424,8

80,4— 98,1

370,8

522,9

884,9

912,3

-

730,8

405,1

Масса конструкции, т

105,7

119,7

13—14,8

39

59—62,1

118,8

116

-

109,8

61,0

Число двигателей

6

5

4

6

5

4

4

4

8

4

Общая мощность двигателей, кВт

2910-2940

2390

707

1470—1880

2020

3240

3090

5290

3300

3060

Максимальная скорость, км/ч

132

124

123

123—127

130,3

133—144

135—152

161

140,1

152

Крейсерская скорость, км/ч

93—117

93

103

117

117

125—128

123—128

135

92,6—101,9

123

Масса топлива, т

30—34,8

27

4,1

26,3

41,0

60,5—70

62,7—70

62

52—68

32,95

Экипаж, чел.

40

42

6

24

37

52

52

40

60

32—34

Пассажиры, чел.

100

50

30

20—30

20

50-70

-

100

-

50

Масса груза, т

-

> 7

< 5

> 5

0,1

5—8

-

40

< 19

5—20

Продолжительность полёта, ч

88

100

20—30

110

145

> 140

> 140

> 140

75—160

100

Дальность полёта, км

7000—8200

8000—9300

2200—3200

8000—12000

14000—17000

16000

16000

16000

9000—14000

12000

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

* На высоте 500 м. ** Постройка не была закончена

Табл. 2 — Советские полужесткие дирижабли

Основные данные

B-8

B-6

ДП-9**

ДП-5 (проект. 1933)

Начало эксплуатации, год

1936

1934

-

-

Объем газовый (подъёмный газ — водород), тыс. м3

9,85

19,4

25,2

50,0

Длина, м

78

104,5

107,5

152,25

Диаметр, м

15,4

18,38

21,39

25,06

Аэростатическая подъёмная сила*, кН

98,6

190,3—199,1

251,1

441,4

Полезная подъёмная сила*, кН

36,88

72,6—81,4

90,25

166,8

Масса конструкции, т

6,29

12

16,4

28

Число двигателей

2

3

2

3

Общая мощность двигателей, кВт

515

530

1290

1660

Максимальная скорость, км/ч

128

109,8

125

127

Крейсерская скорость, км/ч

104

92—97,5

106

107

Масса топлива, т.

2,8

4,66

4,3—6,7

13,5

экипаж, чел

6

10

14

18

Пассажиры, чел

-

16

16—24

24—50

масса груза, т

0,957

0,3—0,5

0,1—0,5

1,2

продолжительность полёта, ч

28

40—50

32

43,5

Дальность полёта, км

3000

4000—4600

3400

4600

* На высоте 600 м. ** Постройка не была закончена (1938)

Табл. 3 — Полумягкие дирижабли

Основные данные

В-10 (ДП-15), СССР

“Патриот”, СССР

L, США

“Победа", СССР

O, США

“Европа", США

SKS-500, Великобритания

K, США

ZPG-2, США

ZPG-3W, США

Начало эксплуатации, год

1937

1947

1938

1944

1936

1972

1981

1939

1956

1959

Назначение

Учебно-транспортный

Учебно-транспортный

Учебно-транспортный

Учебно-транспортный, газовоз

Учебно-транспортный

Рекламно-телевизионный

Транспортный

Патрульный

Противолодочный

Противолодочный и для ПВО

Объём газовый, тыс, м3

3,68

3,35

3,45

5,0

5,57

5,74

5,13

12

27,6

42,19

Длина, м,

48,4

47

45

54

58,7

56,67

50

76,8

104,6

122,8

Диаметр, м,

12,1

11,8

11,5

13,6

13,8

14

14

17,6

22,8

25,9

Подъёмный газ

Водород

Водород

Гелий

Водород

Гелий

Гелий

Гелий

Гелий

Гелий

Гелий

Аэростатическая подъёмная сила*, кН

37,47

33,75

32,08

50,91

52,97

51,01—54,64

19,05

1 13,79—115,76

266,83

395,3

Масса конструкции, т,

2,87

2,38

2,55

3,49

3,47—3,57

4,33

3,25

8,77

17,25

26,2

Полезная аэростатическая подъёмная сила*, кН

9,81

10,89

7,55

17,36

17,6—19,62

13,44—17,66

17,8

29,4—31,4

100,5

143

Число двигателей

2

2

3

2

2

2

2

2

2

2

Общая мощность двигателей, кВт,

162

221

213

206

324

309

304

625

1180

2240

Максимальная скорость,

97,5

96,5

96—104

106

91

91

104

120

135

152

Крейсерская скорость, км/ч

82,5

81

74—80

88

77

76

91—97

99

110

128

Аэродинамическая подъёмная сила, кН

0

0

2,23—3,1

0

4,45

1,86

6,2

10,3

27,3

46,8—77,4

Суммарная полезная подъёмная сила, кН,

9,81

10,89

9,78—10,65

17,36

22,05—24,5

15,3—19,5

24,0

39,7—41,7

127,8

189,8—220,4

Отношение аэродинамической подъёмной силы к полётному весу, %

0

0

8,9

0

7,8

3,6

11,3

8,1

9,1

10,6—16,4

Экипаж, чел.

3—6

2

2

4

7

1

1-2

8-10

10-14

14-15

Пассажиры, чел.

-

3

4

4—8

-

6

10

-

-

-

Масса груза, т

-

-

-

-

-

-

1,5

До 1,6

7,6

10,7—13,9

Масса топлива, т

0,41

0,71

0,3—0,61

1,53

0,61—0,71

0,6—0,8

0,2—0,4

2,5—2,7

3,2—6,0

5,37—7,35

Продолжительность полета, ч

10,6

15,6

7,5—15

25,2

 

 

10—13

6,0

22

26

7—22

Дальность полёта, км

875

1250

600—1200

2300

-

760—1000

600

2300

2300

1000—3000

* На высоте 500 м.

Рис. 1. Конструктивные схемы дирижаблей: а — жёсткого; б — полужёсткого; в — полумягкого.

Рис. 2. Дирижабли: 1 — А. Жиффара (Франция, 1852); 2 — С. А. Л. Дюпюи де Лома (Франция, 1872); 3 — Хейлейна (Австрия, 1872); 4 — братьев Г. и А. Тиссандье (Франция, 1883); 5 — “Франция” Ш. Ренара и А. Кребса (Франция, 1884); 6 — Д. Шварца (Германия, 1897); 7 — LZ-1 конструкции Ф. Цеппелина (Германия, 1900); 8 — братьев П. и П. Лебоди (Франция, 1902); 9 — Сантос-Дюмона №6 (Франция, 1901); 10 — “Альбатрос II (Россия, 1913); 11 —“Гигант” (Россия, 1915).

Рис. 2. Дирижабли: 12 — PN-27 (Германия, 1917); 13 — LZ-120 (Германия, 1919); 14 — N-1 (Италия, 1923); 15 — ZMG-2 (США, 1929) ; 16 — Эмишена (Франция, 1931); 17 — LZ-127 (Германия, 1928); 18 — R-101 (Великобритания, 1929); 19 — “Акрон” (США, 1931).

Рис. 2. Дирижабли: 20 — В-1 (СССР, 1932); 21 — В-3 (СССР, 1932); 22 — В-6 (СССР, 1934); 23 — В-7 (СССР, 1934); 24 — К-2 (США, 1937); 25 — “Победа” (СССР, 1944); 26 — “Патриот” (СССР, 1947); 27 — ZPG-3W (США, 1960); 28 — фирмы “Гудьир” (США, 1969); 29 — SKS-600 (Великобритания, 1982); 30 — DP-50 фирмы “Камерон” (Великобритания, 1981); 31 — “Альбатрос А-1” (США, 1979).

дископлан — летательный аппарат, имеющий крыло круглой формы в плане (см. рис.). Особенностью крыла Д. на малых скоростях полёта является безотрывность его обтекания до весьма больших углов атаки {{α}} ({{α}}max≈45{{°}}). Ha сверхкритичных углах атаки ({{α}} > 45{{°}}) сход потока с крыла Д. имеет симметричный характер, вследствие чего Д. присущи характерные противоштопорные свойства (см. Штопор). В СССР в 1950—1962 были построены 3 экспериментальных планера-Д.. 2 планёра-Д. успешно летали на малых скоростях, на одном из них в полном объеме выполнялся комплекс фигур сложного пилотажа. Планёр-Д. с пороховым ускорителем испытывался в полёте на сверхзвуковых скоростях. Однако Д. имеет низкое аэродинамическое качество (из-за малого удлинения крыла) и поэтому распространения не получил.

Впервые самолёт с крылом круглой формы в плане с тонким сфероидальным профилем был построен в 1909 А. Г. Уфимцевым. “Сфероплан” имел двигатель воздушного охлаждения, 2 соосных винта противоположного вращения, хвостовое оперение трёхколёсное шасси (см. рис. в таблице IV). В 1910 “Сфероплан” проходил испытании на пробежки, но из-за неполадок с двигателем взлёт не был осуществлён.

Планёр-дископлан.

дисперсноупрочнённые материалы — металлические материалы (главным образом сплавы), упрочнённые дисперсными частицами тугоплавких соединений (оксидов, карбидов, нитридов и др.), не растворяющихся и не коагулирующих в металлической матрице (основе) при высоких рабочих температураx. Д. м. — один из классов композиционных материалов. Максимальный эффект упрочнения достигается при достаточно малом размере частиц упрочняющей фазы (0,01—0,05 мкм), равномерном их распределении в структуре материала и оптимальном расстоянии между частицами. Общее объёмное содержание частиц упрочняющей фазы обычно не превышает 5—10%. Поскольку упрочняющие частицы химически не взаимодействуют с матричным (основным) металлом, эффект упрочнения сохраняется вплоть до температуры его плавления. Благодаря этому дисперсное упрочнение даёт возможность поднять границу жаропрочности материалов, когда легирование и термическая обработка уже не могут дать желаемых результатов.

Равномерное распределение упрочняющих частиц в матричном металле достигается применением методов порошковой металлургии (см. Порошковые материалы). Применение дисперсного упрочнения, широко используемого при создании современных конструкционных металлических материалов, позволяет повысить жаропрочность и расширить температурные области использования практически всех металлов и сплавов. В авиастроении дисперсному упрочнению подвергаются сплавы на основе алюминия, титана, никеля, а также некоторые стали мартенситного класса.

Лит.: Портной К. И., Бабич Б. Н., Дисперсноупрочненные материалы, М., 1974.

диспетчерское обслуживание — один из видов обслуживания воздушного движения, предусматривающий постоянный контроль и регулирование полётов в целях поддержания установленного порядка движения летательных аппаратов на аэродроме и в контролируемом воздушном пространстве. Осуществляется путём передачи командирам- летательных аппаратов диспетчерских разрешений (по их запросам) и указаний, касающихся выполняемых ими полётов. Основные задачи Д. о. — предотвращение столкновений летательных аппаратов между собой, а также с препятствиями на площади маневрирования аэродрома, поддержание порядка и ускорение движения в потоке летательных аппаратов.

Различают Д. о. районное, подхода и аэродромное. Районное Д. о. распространяется на летательные аппараты, выполняющие полёт по воздушной трассе, контролируемому маршруту; Д. о. подхода — на летательные аппараты, прилетающие и вылетающие в районе аэродрома, аэроузла; аэродромное Д. о. — на летательные аппараты, взлетающие, садящиеся и движущиеся по площади маневрирования аэродрома. Д. о. в установленных диспетчерских районах и зонах возлагается только на один диспетчерский пункт. Передача Д. о. смежному диспетчерскому пункту производится на установленных рубежах, которые обычно совпадают с границами, разделяющими соответствующие районы, зоны.

Для обеспечения Д. о. командир летательного аппарата обязан в установленное время до вылета предоставить в орган обслуживания воздушного движения план полёта и получить диспетчерское разрешение. Полёт должен выполняться в соответствии с представленным планом и полученным диспетчерским разрешением. Отступление от плана и диспетчерского разрешения (указания) без предварительного согласования с диспетчерским пунктом допускается только в чрезвычайной ситуации, требующей немедленных действий со стороны экипажа. Как только позволит обстановка, командир летательного аппарата обязан доложить диспетчеру, в районе (зоне) которого находится летательный аппарат, о предпринятых действиях.

В России задачи, возлагаемые на Д. о., решаются в процессе управления воздушным движением.

А. Н.Котов.

Диспетчерская управления воздушным движением аэропорта Минеральные Воды.

Схема работы авиационного комплекса с дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом.

дистанционно-пилотируемый летательный аппарат (ДПЛА) — летательный аппарат, пилотируемый человеком (пилотом, оператором), находящимся на пункте управления, располагающемся на земле, на воздушном или космическом летательном аппарате. Для обозначения ДПЛА употребляется также термин “телепилотируемый летательный аппарат” (ТПЛА). ДПЛА является дальнейшим развитием телеуправляемого летательного аппарата (ТУЛА). ДПЛА в отличие от ТУЛА управляется оператором не эпизодически, а непрерывно, в зависимости от конкретной обстановки в районе полёта ДПЛА. Для полного отображения обстановки в районе полёта некоторые ДПЛА оборудуются телевизионной камерой или инфракрасной системой переднего обзора. ДПЛА — составная часть авиационного (см. рис.), авиационно-космического или космического комплекса. Одной из главных составных частей этих комплексов является система дистанционного управления летательным аппаратом. Она должна обеспечивать непрерывную помехоустойчивую двухстороннюю связь, одновременное пилотирование нескольких ДПЛА, выполняющих различные задания. Для военных ДПЛА связь должна быть скрытой, исключающей возможность засечки противником ДПЛА и пункта управления и определения их координат с целью воздействия на них средствами поражения или радиоэлектронной борьбы.

Военные комплексы с ДПЛА подразделяются на разведывательные, ударные, истребительные, мишенные, радиоэлектронного противодействия, ретрансляционные и др. Гражданские ДПЛА могут решать задачи обнаружения и картографирования очагов лесных пожаров, надзора за состоянием водоёмов, автострад, газовых, нефтяных и других трубопроводов, обработки полей ядохимикатами и т. д. По кратности применения ДПЛА могут быть одно- и многоразовыми; по месту старта (посадки) — наземного, воздушного, воздушно-космического и космического старта (посадки). Наземный старт может быть с разбегом или вертикальным. Посадка на землю может производиться по-самолётному (с пробегом) или вертикально, а также с помощью парашюта. Воздушные и воздушно-космические старты и посадки требуют специальной системы и устройств на носителях ДПЛА и на летательных аппарат, принимающих ДПЛА после выполнения ими задания.

Основное достоинство комплексов с ДПЛА — существенно меньшая стоимость их создания и эксплуатации по сравнению с комплексами, содержащими обычные пилотируемые летательные аппараты (при условии одинаковой эффективности выполнения поставленных задач). Основной недостаток комплексов с ДПЛА военного назначения — уязвимость системы дистанционного управления, работа которой может быть нарушена противником.

Г. В. Лисицкий.

дифракция ударной волны (от латинского diffractus — разломанный, преломлённый)—процесс нестационарного взаимодействия падающей на тело ударной волны с отражённой волной и возмущениями от обтекаемого тела. Нестационарность процесса наиболее существенна в начальной стадии, когда ударная волна находятся вблизи тела, а при достаточном её удалении движение газа приобретает квазистационарный характер. В случае ударной волны с постоянными значениями газодинамических переменных за фронтом и постоянной скорости движения тела после стадии дифракции устанавливается стационарное течение.

Исследование Д. у. в. в общей постановке является весьма сложной задачей, требующей численного анализа системы нелинейных дифференциальных уравнений. Значительные упрощения возможны в задачах Д. у. в. достаточно малой интенсивности при малых углах отклонения потока, когда применима линеаризованная теория течений. В такой постановке задачи получены аналитические решения для тел простой формы (пластина, клин, стенка с изломом). В процессе дифракции плоской ударной волны на полубесконечных конусе и клине реализуется нестационарное автомодельное течение (см. рис.), допускающее понижение мерности задачи.

Падение ударной волны на летательный аппарат и её дифракция приводят к резкому изменению силовых и особенно моментных характеристик; нестационарные аэродинамические нагрузки могут значительно превосходить свои значения при квазистационарном обтекании.

Лит.: Курант Р., Фридрихс К., Сверхзвуковое течение и ударные волны, пер. с англ., М., 1950; Баженова Т. В., Гвоздева Л. Г., Нестационарные взаимодействия ударных волн, М.. 1977.

В. Н. Голубкин.

Автомодельная картина дифракции ударной волны на клине: AB, A1B1, — падающая волна. BC, B1C1, — отражённая волна, CC1, — дифрагированная волна; сплошная линия — ударная волна, штриховая — звуковая линия (число Маха M = 1).

дифференциальный стабилизатор — см в статье Стабилизатор.

диффузор (от латинского diffundo — разливаю, рассеиваю) — профилирующий канал, предназначенный для торможения потока жидкости или газа. В противоположность соплу (см. Лаваля сопло) в Д. происходит преобразование кинетической энергии потока в давление; эффективность торможения потока (и соответственно Д.) характеризуется коэффициентом восстановления полного давления.

Д. широко применяются в компрессорах, воздухозаборниках воздушно-реактивных двигателей, карбюраторах двигателей внутреннего сгорания и т. д., а также являются неотделимой частью аэродинамических труб. В зависимости от рабочей скорости потока различают дозвуковой и сверхзвуковой Д.

Дозвуковой Д. — расширяющийся канал (см. рис.). Потери полного давления в Д. обусловлены действием сил трения (при отсутствии отрыва потока от стенок), существенно возрастающих при возникновении срыва потока. Оптимальный угол {{φ}} раствора конического или пирамидального Д., при котором потери полного давления минимальны, лежит в пределах 6—10°. Часто для сокращения габаритов установки применяют укороченные Д. с различными приспособлениями для обеспечения безотрывного течения в них, хотя при этом несколько возрастают потери полного давления.

Сверхзвуковой Д. состоит из сужающегося, цилиндрического и расширяющегося участков. В сужающемся участке сверхзвуковой поток в системе косых и прямых скачков уплотнения (см. Ударная волна) преобразуется в дозвуковой, успокаивается и снова тормозится в расширяющемся участке канала (скачками уплотнения обусловлены так называемые волновые потери полного давления). Площадь сечения самого узкого, цилиндрического, участка выбирается из условий запуска Д., то есть обеспечения потребного расхода газа при расположении прямого скачка уплотнения на входе в Д. Существуют сверхзвуковые Д. с подвижными стенками (регулируемые), в которых можно уменьшать сечение цилиндрического участка после запуска, благодаря чему удаётся значительно уменьшить потери полного давления по сравнению с потерями в нерегулируемых Д. Однако регулируемые Д. сложны конструктивно, и их применение ограниченно.

А. Л. Искра.

Дозвуковой (а) и сверхзвуковой (б) диффузоры.

Дмитриевский Вячеслав Иосифович (1902—1988) — советский учёный и конструктор в области лопаточных машин, доктор технических наук (1940), профессор (1945). После окончания (1925) Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского) работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (до 1930), затем в Центральном институте авиационного моторостроения (до 1988). Одновременно преподавал в Московский авиационном институте, Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского (1930—1954). Основные труды в области систем наддува авиационные поршневые двигатели (разработанные им турбокомпрессоры применялись в системах наддува серийных двигателей) и центробежных компрессоров турбореактивных двигателей. Государственная премия СССР (1949, 1950). Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, “Знак Почёта”, медалями.

В. И. Дмитриевский.

Добаткин Владимир Иванович (р. 1915) — советский металлург, член-корреспондент АН СССР (1979). Окончил Московский институт цветных металлов и золота (1941). С 1941 работает в авиационной промышленности: до 1958 на заводе лёгких сплавов, в 1958—1961 в Всесоюзном институте авиационных материалов, в 1961—1987 заместитель начальника Всесоюзного института лёгких сплавов. Основные труды по непрерывному литью, металловедению и термообработке лёгких сплавов. Разработал металловедческие основы производства полуфабрикатов из алюминиевых и титановых сплавов, в том числе для летательных аппаратов. Премия имени П. П. Аносова АН СССР (1975). Ленинская премия (1966), Государственная премия СССР (1949). Награждён орденом Ленина, 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Дружбы народов, медалями.

В. И. Добаткин.

“добролет”, Российское общество добровольного воздушного флота. Организовано в Москве 17 марта 1923 с первоначальным капиталом 2 миллиона рублей золотом. Общество создано, как отмечалось в его уставе, “для развития гражданского воздушного флота в пределах СССР путём организации воздушных линий для перевозки пассажиров, почты и грузов, производства аэросъёмки и иных отраслей применения воздушного флота на основе отечественной авиапромышленности…”. Оно охватывало своим влиянием не только РСФСР, но и территорию среднеазиатских республик. В апреле 1923 по типу “Д.” создано Украинское общество воздушных сообщений (“Укрвоздухпуть”), а в мае того же года закавказское общество воздушных сообщений (“Закавиа”). В декабре 1929 было организовано единое общество “Добролёт СССР”. “Д.” построено большое количество средств воздушного транспорта. В 1930 общая длина воздушных линий “Д.” составила 26 тысяч км. В 1923—1930 самолёты “Д.” налетали 10 миллионов км, перевезли 47 тысяч пассажиров и 408 т грузов. В конце 1930 “Д.” был упразднён.

Добрынин Владимир Алексеевич (1895—1978) — советский конструктор авиационных двигателей, доктор технических наук (1960). Окончил Московское высшее техническое училище (1926). В 1925—1934 работал в Научном автомоторном институте, Центральном институт авиационного моторостроения и других организациях. В 1934—1939 главный конструктор авиамоторного завода имени М. В. Фрунзе в Москве. Обеспечивал подготовку двигателей для рекордных беспосадочных перелётов экипажей В. П. Чкалова и М. М. Громова на самолёте АНТ-25. В 1939—1941 заместитель начальника КБ-2 Московского авиационного института. С 1941 главный конструктор, с 1956 генеральный конструктор Рыбинского КБ моторостроения. Под руководством Д. создан ряд образцов поршневых и турбореактивных двигателей для самолётов А. Н. Туполева и В. М. Мясишева, в том числе комбинированный двигатель ВД-4К (1951) — самый мощный (3160 кВт) и экономичный поршневой двигатель того времени. Государственная премия СССР (1951). Награждён орденами Ленина, Красной Звезды, медалями. См. статью ВД.

В. А, Добрынин.

договор воздушной перевозки — см. в статье Перевозка воздушная.

дозвуковая скорость — 1) скорость V газа, меньшая местной скорости звука а: V < a. 2) Д. с. полёта — скорость летательного аппарата, меньшая скорости звука в невозмущенном потоке (обычно при M{{}} < M{{0}}, смотри Маха число).

дозвуковое течение — течение газа с дозвуковыми скоростями (местное Маха число M < 1); широко распространённый тип течения, реализующийся как во всей занятой газом области, так и в виде дозвуковых зон смешанных течений. Характерное свойство Д. т. — возможность распространения возникающих в потоке возмущений (например волн сжатия) во всех направлениях поля течения, вследствие чего оно описывается дифференциальными уравнениями эллиптического типа. По своей природе Д. т. газа качественно имеет много общего с течением несжимаемой жидкости. Основное же отличие заключается в том, чти при дозвуковом движении газа в той или иной степени проявляется его сжимаемость и уравнение для потенциала скорости является нелинейным. При обтекании тел течение остаётся дозвуковым, если число M{{}} < M{{0}}.

В рамках линеаризованной теории расчет аэродинамических характеристик тонких тел и крыльев в дозвуковом потоке сводится к введению поправок на сжимаемость в решения, соответствующие обтеканию несжимаемой жидкостью (см. Прандтля — Глауэрта теория). Например, коэффициент подъёмной силы тонкого профиля в дозвуковом потоке с числом M{{}} в (1-{{M2}}){{-1/2}} раз больше, чем в несжимаемой жидкости, а коэффициент сопротивления равен нулю.

Основой изучения Д. т. с конечными возмущениями является годографа метод, широко используемый в задачах о газовых струях, обтекании крыловых профилей, также при создании нелинейных методов учёта влияния сжимаемости на распределение давления по профилю. В 80-е гг. разработаны эффективные численные методы расчёта Д. т.

Лит.: Бай Ши-и, Введение в теорию сжимаемой жидкости, пер. с англ. М., 1961; Краснов Н. Ф., Аэродинамика. 3 изд., т. 1. М., 1980; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980.

В. Н. Голубкин.

дозвуковой самолёт — самолёт, скорость полёта которого в заданных условиях эксплуатации не превышает скорости звука. Понятие “Д. с.” появилось в середине 50-х гг. как признак отличия от первых сверхзвуковых самолётов. По мере приближения скорости полёта Д. с. к скорости звука и достижения критического Маха числа вокруг самолёта возникают местные зоны сверхзвуковых течений, что приводит к резкому росту аэродинамического сопротивления. Поэтому при создании Д. с. стараются, уменьшить размеры этих зон и увеличить критическое число Маха, используя стреловидное крыло, специальные профили крыла, в том числе сверхкритические профили.

“Дойче Аэроспейс” (Deutsche Aerospace AG, DASA) — объединение авиакосмических фирм ФРГ в составе концерна “Даймлер-Бенц” (Daimler-Benz). Образовано в 1989, включает фирмы “Мессершмитт — Бёльков — Блом”, “Дорнье”, “Моторен унд турбннен унион” (Motoren- und Turbinen-Union M{{ü}}nchen GmbH) и “Телефункен системтехник” (Telefunken Systemtechnik). Выпускает военные и гражданские самолёты и вертолёты, их бортовые системы, авиационные двигатели и дизели, космические системы, радиоэлектронное оборудование и другие виды высокотехнологической продукции.

документация на воздушном судне — судовые и бортовые документы, находящиеся на борту воздушного судна, допущенного к эксплуатации. К судовым документам относятся свидетельство о регистрации воздушного судна, являющееся доказательством его национальной принадлежности; удостоверение о годности воздушного судна к полётам; бортовые журналы; руководство по лётной эксплуатации; разрешение на бортовые радиостанции, которое может быть оформлено в свидетельстве о регистрации воздушного судна. К бортовым документам относятся задание на полёт, свидетельства на каждого члена экипажа, список пассажиров с указанием пунктов отправления и назначения, манифест и подробные декларации на груз. Перечень документов, которые должны находиться на борту воздушных судов России, установлен Воздушным кодексом СССР, а также инструкциями ведомств и организаций, имеющих воздушные суда.

документация эксплуатационная — техническая документация, регламентирующая лётную и техническую эксплуатацию определенных летательных аппаратов. В гражданской авиации России к основным эксплуатационным документам относятся Руководство по лётной эксплуатации (РЛЭ), Руководство по технической эксплуатации (РЭ), Регламент технического обслуживания (РО).

РЛЭ — основной технический документ, определяющий правила лётной эксплуатации, методику и технику выполнения полёта, а также особенности пилотирования летательного аппарата. РЛЭ содержит все инструктивные и информационные материалы позволяющие экипажу безопасно и эффективно эксплуатировать летательный аппарат без привлечения каких-либо дополнительных документов, относящихся к лётной эксплуатации.

РЭ — единый технический документ, включающий техническое описание летательного аппарата (устройство, назначение, размещение, технические характеристики и работа систем и оборудования), инструкцию по технической эксплуатации (указания, изложенные в виде технологических карт, по технологии обслуживания, демонтажу и монтажу, регулировке, испытаниям, контролю и другим работам, выполняемым наземным составом), а также указания по транспортированию и хранению.

РО — основной технический документ, который определяет периодичность и объём (перечень работ), технического обслуживания элементов летательного аппарата (систем, подсистем, изделий).

В Д. э. входит также ряд другие технических документов (Инструкция по загрузке и центровке, Альбом электрических схем, Нормы расхода запасных частей и материалов и др.).

С. Д. Спиваковский.

Долгов Александр Кузьмин (1908—1979) — советский лётчик-испытатель 1-го класса (1945), полковник. Окончил Военную теоретическую школу лётчиков в Ленинграде (1928), 2-ю Военную школу лётчиков в Борисоглебске (1929). Служил в частях Военно-воздушных сил. Работал в научно-исследовательском институте военно-воздушных сил (1931—1946). Провёл государственные испытания опытных штурмовиков Ил-2, Ил-8, Ил-10, Су-6 и др. Участник Великой Отечественной войны. Летал на самолётах и вертолётах 105 типов, в том числе на иностранных. При испытании опытного вертолёта “Омега” (1946) попал в аварию и получил тяжёлую травму. Награждён 2-мя орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 2-й степени, Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями.

А. К. Долгов.

Долгов Пётр Иванович (1920—1962) — советский парашютист, полковник, мастер парашютного спорта СССР (1952), Герой Советского Союза (1962, посмертно). Участник Великой Отечественной войны. Окончил пехотное училище (1942), Воздушно-десантное училище (1948). С 1950 испытатель парашютов и катапультных установок в научно-исследовательском институте Военно-воздушных сил. Испытывал средства спасения лётного состава и средства жизнеобеспечения космонавтов. Совершил свыше 1400 прыжков с парашютом. Установил 8 мировых и всесоюзных рекордов. Погиб в результате разгерметизации скафандра при покидании аэростата “Волга” с высоты около 25,5 км. Государственная премия СССР (1952). Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

долгопрудненское конструкторское бюро автоматики — основано в 1957 на базе одной из лабораторий Центрального аэрогидродинамического института и производственных мощностей бывшего “Дирижаблестроя” в г. Долгопрудном Московской области (до 1967 — ОКБ-424). Специализируется в области проектирования и опытного строительства образцов воздухоплавательной техники различного назначения. Здесь были созданы автоматические аэростаты с объёмом оболочки от 4 м3 до 180 тысяч м3, грузоподъёмностью от 1,5 кг до 6,5 т, высотой полёта от 1,5 до 35 км и продолжительностью полёта от несколько часов до 10—12 суток привязные аэростаты с объёмом оболочки от 6 м3 (плёночные) до 10 тысяч м (из прорезиненных текстильных и тканеплёночных материалов). Кроме того, предприятие ведёт разработки кресел для пассажиров и экипажей летательных аппаратов и бортовых систем пожарной сигнализации.

донное сопротивление летательного аппарата — часть профильного сопротивления, вызванная наличием области срыва потока за донным срезом (притупленной задней кромкой) тела, обтекаемого потоком жидкости или газа. Внешний поток, обтекающий плоские тела (крыло, оперение) и тела вращения (фюзеляж самолёта, корпус ракеты), стекая с их поверхности, увлекает (эжектирует) воздух из области за донным срезом. В результате за донным срезом образуется область с пониженным давлением и, следовательно, возникает результирующая сила, препятствующая движению тела. Степень понижения давления за донным срезом существенно зависит от состояния пограничного слоя, стекающего за донный срез, и геометрических параметров самого тела. Пограничный слой, стекающий с поверхности тела, образует слой смешения, который отделяет область донного разрежения от внешнего потока и определяет эжектирующее действие наружного потока. Чем толще пограничный слой у донного среза (длинное тело или большая шероховатость поверхности), тем меньше эжекция, больше дойное давление и меньше Д. с. Влияние Рейнольдса числа Re на давление за донным срезом на Д. с. наиболее сильно проявляется при малых значениях Re (то есть при ламинарном пограничном слое) и в диапазоне Re, соответствующем переходу ламинарного течения в турбулентное. В случае турбулентного пограничного слоя Д. с. практически не зависит от Re. С ростом температуры поверхности тела Д. с. падает.

При определении Д. с. используется безразмерный коэффициент донного давления сpдон = (pдон-p{{}})/q{{}}, где pдон — давление на дне тела, p{{}} — статическое давление, q{{}} — скоростной напор невозмущенного потока.

Зависимость cpдон от Маха числа M{{}} имеет максимум в области околозвуковых скоростей (см. рис.). При сверхзвуковых скоростях cpдон убывает с ростом M{{}}, что в большой мере определяется возрастанием скоростного напора. Это обстоятельство обычно затрудняет изучение характера донного давления в сверхзвуковом диапазоне чисел M{{}} невозмущенного потока. В этом отношении более удобным представлением донного давления является выражение его в виде коэффициента относительного донного давления pдон/p{{}}.

Д. с., возникающее при движении “двумерных” тел, может быть в несколько раз больше, чем Д. с. за телами вращения, что связано с различным распределением скоростей поперёк “донного следа”. Однако у двумерных тел (таких, как крыло), у которых размер донного среза значительно меньше толщины самого тела, Д. с. составляет небольшую долю полного сопротивления аэродинамического. Наоборот, у осесимметричных тел, у которых диаметр донного среза может быть равен максимальному диаметру тела, Д. с. может составлять большую долю полного сопротивления, превосходя сопротивление трения и сопротивление давления на любую часть тела. Поэтому оценки аэродинамических характеристик, траекторий полёта и потребных тяг некоторых типов летательных аппаратов невозможны без знания Д. с.

На летательных аппаратах, в частности на ракетах, в донной части располагаются сопла реактивных двигателей. При их работе существенно изменяется характер обтекания области донного среза, и в донной части устанавливается давление, отличающееся от того, которое было бы в случае отсутствия работающих двигателей. Д. с. при наличии струй двигателей зависит как от газодинамических параметров внешнего потока и струй, так и от их числа и взаимного расположения. При этом на донном срезе может устанавливаться как повышенное, так и пониженное давление, определяющее значение Д. с.

Лит.: Чжен П., Отрывные течения, пер. с англ. т. 3, М., 1977; Петров К. П., Аэродинамика элементов летательных аппаратов, М., 1985.

К. П. Петров.

Зависимости вклада коэффициентов донного сопротивления, сопротивлений трения и сопротивления давления и коэффициент {{cx0}} “полного” сопротивления от числа M{{}} для острого конуса: 1 — донное сопротивление; 2 — сопротивление трения; 3 — сопротивление давления.

доплеровскии измеритель скорости и угла сноса (ДИСС) — радиотехническая система для определения путевой скорости и угла сноса или составляющих вектора скорости летательного аппарата путём измерения доплеровских сдвигов частот излучённых с летательного аппарата и отражённых от земной поверхности и принятых антенной ДИСС сигналов. Состоит из антенны (формирующей, как правило, 3, смотри рис., или 4 луча), приёмо-передающего, измерительного и вычислительного устройства. ДИСС использует непрерывное, частотно-модулированное и импульсное излучения. Суммарные погрешности ДИСС при полёте над сушей не превышают (с вероятностью 0,95) по скорости 0,5% и по углу сноса -0,2. ДИСС применяют на самолётах и вертолётах автономно или в составе пилотажно-навигационных комплексов в качестве корректирующего средства по скорости или основного средства определения скорости и угла сноса, по которым производится определение координат местоположения летательного аппарата с использованием информации о курсе.

Лит.: Колчинский В. Е., Мандуровский И. А., Константиновский М. И., Автономные допплеровские устройства и системы навигации летательных аппаратов. М., 1975.

Е. Г. Харин.

допускаемые напряжения в авиационной конструкции — предельные напряжения в расчётных случаях нагружения, обеспечивающие надёжную эксплуатацию летательного аппарата. При расчёте летательного аппарат на прочность по расчётным (разрушающим) нагрузкам для обеспечения достаточного запаса прочности вводится коэффициент безопасности, а возникающие при этом напряжения сравниваются с разрушающими напряжениями материала конструкции. Так как обычно коэффициент безопасности равен 1,5—2, а для некоторых авиационных материалов отношение предела прочности {{σ}}в пределу пропорциональности {{σ}}пц, часто близко к 1,5, то при таком способе расчёта практически “автоматически” обеспечивается отсутствие остаточных деформаций в конструкции при эксплуатационных максимальных нагрузках. В авиационных конструкциях в качестве Д. н. принимается расчётное напряжение, которое может ограничиваться условиями статической прочности, жёсткости и ресурса. По условиям статической прочности Д. н. при растяжении элемента связаны с пределом прочности материала соотношением

{{формула}}

где Fнетто/Fбрутто — коэффициент ослабления сечения элемента, а коэффициент k1 учитывает снижение прочности материала из-за наличия в элементе различных концентраторов (отверстий, вырезов, надрезов и пр.). Коэффициент k1 определяется для каждого материала экспериментально и может принимать значения k = 0,8—1 в зависимости от материала и вида полуфабриката. При расчётах тонкостенных элементов на сжатие Д. н. определяются как {{σ}}доп = {{σ}}кр < {{σ}}0,2 ({{σ}}кр — критическое напряжение продольного сжатия, {{σ}}0,2 — предел текучести), Высокие сверхзвуковые скорости полёта летательного аппарата могут требовать снижения Д. н. как по причине падения предела прочности материала с увеличением температуры, так и из-за деформаций ползучести. Для конструкций с большим ресурсом Д. н. ограничиваются усталостью регулярной части основной силовой конструкции. Совершенствование методов расчёта авиационных конструкций предполагает введение новых критериев, определяющих надёжность выбора Д. н.

А. М. Хватан.

Дорнье (Dornier) Клаудиус (1884—1969) — немецкий авиаконструктор и промышленник. После окончания Высшей технической школы (1907) в Мюнхене работал инженером в области металлоконструкций и моторостроения. В 1910 поступил в исследовательский отдел дирижаблестроительной фирмы Ф. Цеппелина, где занимался расчётами цельнометаллического дирижабля и проектированием летающих лодок. В 1915 построил свою первую летающую лодку Rs1, а в 1918 — истребитель D1. После Первой мировой войны самолёты Д. строились по лицензиям в ряде стран. В 1922 на базе руководимого им отделения фирмы Цеппелина основал собственно фирму. К наиболее известным самолётам Д. относятся летающие лодки оригинальной схемы (“Валь” и другие). которые широко применялись для пассажирских и почтовых перевозок на северо- и южно-атлантических маршрутах и на которых был совершён ряд рекордных полётов (попытка Р. Амундсена достичь Северного полюса, кругосветный перелёт с промежуточными посадками и т. д.). На фирме Д. был разработан ряд истребителей и бомбардировщиков, в том числе бомбардировщики Do 17 и Do 217, использовавшиеся во Второй мировой войне. После разгрома фашисткой Германии Д. организовал авиационное КБ в Испании. По возвращении в ФРГ воссоздал фирму (см. “Дорнье”), начавшую вскоре выпуск лёгких транспортных самолётов. В 1962 отошёл от руководства фирмой и последние годы прожил в Швейцарии. Портрет см. на стр. 221.

К. Дорнье

“Дорнье (Dornier GmbH) — фирма ФРГ с доминирующим авиакосмическим сектором. Ведёт начало от фирмы, образованной К. Дорнье в 1922. Современное название с 1957. С 1 января 1989 вся авиационная тематика сосредоточена в филиале “Д. люфтфарт” (Dornier Luftfahrt mbH). В 1989 вошла в объединение “Дойче аэроспейс”. В период ограничения авиационных разработок в Германии после Первой мировой войны фирма развернула производство самолётов в филиалах за границей. Широкую известность фирме обеспечили летающие лодки, в том числе “Валь” (первый полёт в 1922), “Супер-валь” (1928), Do 18 (1935), Do 24 (1936) и Do 26 (1938). В 1929 совершила первый полёт летающая лодка Do X (рис. в таблице XV) с двенадцатью поршневыми двигателями и взлётной массой 56 т, поднявшая в одном из последующих полётов 169 пассажиров. Во Вторую мировую войну серийно выпускались бомбардировщики Do 17 (впервые применены в войне в Испании), Do 217 (1938, выпущен 1541 самолёт, см. рис. в таблице XXI), ночные истребители Do 217J и Do 217K (1942). В середине 50-х гг. воссозданная фирма начала производство лёгких пассажирских самолётов короткого взлёта и посадки Do 27 (1955), затем Do 28 (1959) и Do 128 (1980). В 1967 был построен экспериментальный реактивный транспортный самолёт вертикального взлёта и посадки Do 31. В 60-е гг. фирма участвовала в лицензионном производстве американских истребителей Локхид F-104 и Макдоннелл-Дуглас F-4 и вертолёта Белл UH-1D, итальянского истребителя-бомбардировщика Фиат G.91, Основой авиационной программы 80-х гг.: выпуск учебно-боевого самолёта “Альфа джет” (с Францией); оборудование американского самолета дальнего радиолокационного обнаружения E-3A “Сентри” для стран НАТО; разработка дистанционно-пилотируемого летательного аппарат (с Канадой); производство пассажирских самолётов Do 228 (1981) с двумя турбовинтовыми двигателями; 30-местного пассажирского самолета Do 328 (1991); субконтрактные работы для консорциума “Эрбас индастри”.

Ю. Я. Шилов.

Дородницын Анатолий Алексеевич (р. 1910) — советский учёный в области аэродинамики, физики атмосферы и вычислительной математики, академик АН СССР (1953), Герой Социалистического Труда (1970). Окончил Грозненский нефтяной институт (1931). Работал в ЦАГИ (1941—1955), Математическом институте имени В. А. Стеклова АН СССР (1945-1955). С 1955 директор Вычислительного центра АН СССР. Профессор Московского авиационного института (1944—1946), Московского физико-технического института (с 1947). Основные труды по газодинамике, динамической метеорологии и прикладной математике, о вихревой теории крыла обобщил концепцию несущей нити, исследовал проблемы интерференции крыла и фюзеляжа. Развил метод характеристик для расчёта сверхзвукового обтекания тел. Создал научную школу по вычислительной гидрогазодинамике. Для решения актуальных задач аэродинамики летательного аппарата предложил численные методы интегральных соотношений и применил их к расчёту пограничного слоя, расчёта движения вязкой жидкости на основе уравнений Навье—Стокса. Премия имени А. Н. Крылова АН СССР (1973). Ленинская премия (1983), Государственная премия СССР (1946, 1947, 1951). Награждён 5 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, Дружбы народов, Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями.

А. А. Дородницын.

Доронин Иван Васильевич (1903—1951) — советский лётчик, полковник, одни из первых Героев Советского Союза (1934). С 1920 в Военно-морском флоте. Окончил Севастопольскую лётную школу (1925), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1939); ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского. В 1926—1930 служил лётчиком на Черноморском флоте и инструктором в Севастопольской школе морской авиации. С 1930 в полярной авиации. В 1934 участвовал в спасении членов экспедиции парохода “Челюскин”. Впоследствии (с 1939) работал начальником лётно-испытательных станций на авиационных заводах. С 1947 в отставке. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, медалями.

Лит.: Водопьянов М. В., Повесть о первых героях, 2 изд., М., 1980.

И. В. Доронин.

ДОССАФ СССР, Всесоюзное добровольное общество содействия армии, авиации и флоту, — массовая оборонно-патриотическая организация граждан СССР, основная задача которой — содействие укреплению обороноспособности страны и подготовке трудящихся к защите Отечества. Предшественником ДОСААФ было Общество содействия обороне, авиационному и химическому строительству (Осоавиахим), созданное 23 января 1927. В 1948 Осоавиахим был разделён на 3 самостоятельных общества (ДОСАВ, ДОСАРМ, ДОСФЛОТ), которые 20 августа 1951 объединены в ДОСААФ СССР. ДОСААФ было призвано обеспечить активное участие членов общества в оборонно-массовой работе, вести среди населения широкую пропаганду военных и военно-технических знаний, готовить молодёжь к службе в Вооруженных Силах СССР, осуществлять руководство развитием в стране технически военно-прикладных видов спорта, активно содействовать проведению мероприятий гражданской обороны, участвовать в подготовке для народного хозяйства кадров массовых технических профессий, имеющих военно-прикладное значение.

Общество строилось по территориально-производственному признаку. Первичные организации создавались по месту работы или учёбы членов общества и объединялись в районные, городские и т. п. организации по территории. Районные, городские, окружные организации ДОСААФ объединялись в областные, краевые и республиканские (союзных республик) организации. Членом ДОСААФ мог быть любой гражданин СССР, достигший 14-летнего возраста. Председатели ЦК ДОСААФ СССР: В. И. Кузнецов (1951—1953), Н. Ф. Гритчин (1953—1955), П. А. Белов (1955—1960), Д. Д. Лелюшекко (1960—1964), А. Л. Гетман (1964—1971), А. И. Покрышкин (1871—1982), Г. М.Егоров (1982—1988), Н. Н. Котловцев (1988—1991). ДОСААФ имело свои устав, флаг и эмблему. Награждено орденами Ленина (1977), Красного Знамени.

С 1991 ДОСААФ стало называться Союзом оборонных спортивно-технических организаций (обществ) суверенных государств (СОСТО).

Лит.: Дважды орденоносное оборонное, 3 изд., М., 1983.

А. Л. Мамаев

досмотр — проверка ручной клади, багажа и пассажиров (личный Д.) гражданских воздушных судов для предотвращения незаконного провоза взрывчатых, отравляющих, легковоспламеняющихся, радиоактивных веществ, оружия, боеприпасов и других опасных грузов и предметов. В целом Д. направлен на обеспечение безопасности полёта, охраны здоровья пассажиров и членов экипажей гражданских воздушных судов. Правила производства Д. в каждой стране устанавливаются её законодательством. Отдельные рекомендательные нормы, касающиеся Д., содержатся в приложении 17 к Чикагской конвенции 1944.

В соответствии с Воздушным кодексом СССР право производства Д. как на внутренних, так и на международных линиях было предоставлено органам гражданской авиации, милиции, таможенным учреждениям и пограничным войскам. Д. производится вручную либо с помощью технических средств.

Д. может производиться в аэропорту (городском аэровокзале) либо на воздушном судне. В аэропорту (аэровокзале) пассажир может отказаться от Д., что даёт перевозчику право отказаться от перевозки и возвратить пассажиру провозную плату. В случае обнаружения во время Д. веществ и предметов, провоз которых запрещён, пассажир несёт ответственность в установленном порядке.

На воздушном судне, находящемся в полёте, то есть с момента закрытия всех внешних дверей воздушного судна после погрузки и до момента открытия любой из дверей для выгрузки, Д. может быть произведён независимо от согласия пассажира, что диктуется особыми требованиями к обеспечению безопасности полёта.

Л. И. Авилов.

Драченко Иван Григорьевич (р. 1922) — советский лётчик, старший лейтенант, полный кавалер ордена Славы, Герой Советского Союза (1944). В Советской Армии с 1941. Окончил Тамбовскую военную авиационную школу пилотов (1943), Киевский государственный университет (1953). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком. Совершил свыше 100 боевых вылетов, сбил 5 самолётов противника. После войны работал директором школы, заместителем директора дворца культуры “Украина” в Киеве. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Красной Звезды, орденами Славы 1-й, 2-й и 3-й степени, медалями. Портрет смотри на стр. 224.

Соч.: Ради жизни на земле, Киев, 1980; На крыльях мужества, М., 1986.

Лит.: Бундюков А. Т., За два часа в самолете, в его кн.: Солдаты славы не искали, М., 1981.

И. Г. Драченко.

дрейфующий аэростат — автоматический аэростат, предназначенный для длительных многосуточных полётов (дрейфов) с целью исследования на высоте до 40 км состава и движения атмосферы, ультрафиолетового, инфракрасного и рентгеновского излучений, а также для подтверждения данных, полученных со спутников, проведения разведок, ретрансляции и т. п. Применяют Д. а. с оболочками открытого и закрытого типов, изготовленными из синтетических плёнок.

Оболочки открытого типа имеют так называемую оптимальную (естественную) форму (см. Свободный аэростат). Оболочки закрытого типа имеют почти сферическую форму. К нижнему узлу оболочки Д. а. крепится подвесная стропа с закреплённым на ней устройством (балка, ферма), на котором подвешены контейнеры с аппаратурой управления полётом, исследовательской или специальной аппаратурой, радиоаппаратура, источники электропитания, балластницы, парашютная система, антенны и другие устройства (рис. 1, 2).

Полёты Д. а. с оболочками открытого типа проводятся в стратосфере. Вечером и ночью, по мере охлаждения газа, подъёмная сила аэростата уменьшается, что вызывает его снижение. Для прекращения спуска требуется сбросить балласт, что позволяет ночью уравновешивать Д. а. на высоте, которая на несколько км ниже дневной, но достаточна, чтобы не допустить выхода аэростата из воздушного течения нужного направления. Утром, по мере разогрева газа, Д. а. вновь поднимается, достигая при этом несколько большей зоны равновесия. В результате профиль полёта таких Д. а. по высоте имеет ступенчатый характер.

Для длительных полётов Д. а. на постоянном барометрическом уровне применяются сферические оболочки, изготавливаемые из двух-трёх слоев плёнки, обеспечивающей необходимую прочность, прозрачность, газонепроницаемость и долговечность (оболочки закрытого типа). Они рассчитаны на значительное внутреннее давление, вызванное необходимостью компенсации как дневных разогревов и ночных охлаждений газа, так и утечек газа. При этом обеспечивается постоянный объём оболочки, необходимый для сохранения постоянства подъёмной силы. Д. а. с оболочками закрытого типа могут использоваться для полётов на высоте от 6 до 40 км, но основные их полёты проводятся на высоте от 12 до 30 км. Контрольно-измерительная аппаратура этих Д. а. обеспечивает измерение температуры и плотности атмосферы на уровне дрейфа, при этом измеряются вертикальные сдвиги ветра. Применяются Д. а. с оболочками закрытого типа с лёгкой измерительной аппаратурой, имеющей массу, не превышающую нескольких кг, а также Д. а. с избыточным давлением, поднимающие аппаратуру массой в десятки и сотни кг. Объём таких Д. а. достигает 30 тысяч м3; продолжительность полёта на высоте до 16 км составляет до 700 суток, а на высоте до 24 км — до 300 суток (рис. 3). Местоположение Д. а. определяется при помощи навигационного оборудования. При старте используются устройства, уменьшающие парусность (манжеты, стягивающие невыполненную часть оболочки, защитные экраны и др.).

Р. В. Пятышев.

Рис. 1. Схема дрейфующего аэростата: 1 — оболочка, наполненная газом; 2 — замок отцепа оболочки; 3 — парашют; 4 — подвесная система (аппаратура, балласт).

Рис. 2. Механизированный запуск дрейфующего аэростата.

Рис. 3. Траектория полёта дрейфующего аэростата на высоте 11,8 км (продолжительность полёта указана в сутках).

дренаж и наддув топливных баков летательного аппарата — поддержание в топливных баках заданного избыточного давления. Система Д. и н. — часть топливной системы, включающая устройства и трубопроводы, обеспечивающие сообщение внутренних полостей топливных баков летательного аппарат с атмосферой или источником сжатого газа. Система Д. и н. предназначается для обеспечения бескавитационной работы насосов; исключения потерь топлива из-за испарения; обеспечения минимального внутреннего и внешнего давлений на стенки баков; регулирования давления воздуха в баках при их заправке топливом и сливе его; выработки топлива из баков давлением сжатого газа.

Различают открытые, закрытые и комбинированные системы Д. и н. В открытой системе надтопливное пространство бака соединяется с окружающей атмосферой, и наддув бака осуществляется только от скоростного напора. Открытые системы используются на самолётах с малой высотой полёта. В закрытой системе наддув осуществляется от компрессора двигателя, баллонов со сжатым газон и т. п. Если в закрытую систему встраивается заборник наружного воздуха, то система называется комбинированной (см. рис.). Наибольшее распространение получили закрытые и комбинированные системы Д. и н.

Система Д. и н. обычно имеет так называемую линию набора и линию снижения (пикирования). Линия набора обеспечивает сброс избыточного воздуха из верхних точек баков в атмосферу через клапан, поддерживающий постоянное избыточное давление над атмосферным независимо от высоты полёта. По линии пикирования поступает воздух через задние точки баков в надтопливное пространство при снижении летательного аппарата. Линии набора и снижения рассчитываются по скорости и времени снижения или набора высоты. На некоторых режимах снижения, когда двигатель работает на малом газе и давление за компрессором снижается до значений, не обеспечивающих потребные расходы воздуха, используется заборник наружного воздуха.

Система Д. и н. при заправке должна автоматически поддерживать максимальное допустимое давление в баках, при сливе — предохранять баки от разрежения. Если устанавливаются пневмоэлектрические датчики верхних и нижних предельных допустимых давлений, сигнал их является управляющим для открытия предохранительных клапанов или прекращения процессов заправки и слива. Система Д. и н. используется в качестве средства выработки топлива дополнительны баков (например, подвесных) путем вытеснения его сжатым воздухом. Кавитационная защита насосов и предохранение запаса топлива от потерь из-за испарения определяют высотность топливной системы.

При проектировании системы Д. и н. существенное влияние на схему, выбор системы и её параметры оказывают требования, предъявляемые к летательным аппаратам в целом и к его компоновке.

В. М. Цыганов.

Схема комбинированной системы дренажа и наддува: 1 — клапан наддува; 2 — жиклёр; 3 — фильтр; 4 — коллектор; 5 — клапан дренажа; 6 — заборник наружного воздуха; 7 — обратные клапаны; 8 — линия набора; 9 — линия снижения; 10 — бак; 11 — клапан; 12 — топливозаборник; 13 — подвесной бак; 14 — линия наддува; 15 — насос; 16 — основной бак; 17 — топливопровод; pн — давление наддува.

дроссельные характеристики — см. в статье Характеристики двигателя.

дублет в аэро- и гидродинамике — то же, что диполь.

дублирование (от французского doubler — удваивать) в системе управления — вид резервирования, имеющего минимальную избыточность.

Дуглас (Douglas) Доналд Уилс (1892—1981) — американский авиаконструктор. После окончания Массачусетсского технологического института (1914) стал работать на фирме “Гленн Коннектикут эркрафт”, с 1916 — на фирме “Гленн Мартин” в качестве главного инженера, где руководи разработкой бомбардировщика MB-1 В 1920 совместно с предпринимателем Д. Дейвисом основал авиационную фирму “Дейвис-Дуглас”, которую возглавил с 1921. К этому времени Д. создал лёгкий самолет “Клаудстер”. В конце 1921 Д. стал президентом фирмы “Дуглас”, которой были созданы многие широко известные самолеты различных типов (бомбардировщики, штурмовики, транспортные, пассажирские). В 1967 фирма “Дуглас” слилась с фирмой “Макдоннелл”, в результате чего образовалась фирма “Макдоннелл-Дуглас”, почетным председателем которой Д. оставался до конца жизни.

Д. У. Дуглас.

“Дуглас” (Douglas Aircraft Company) — самолётостроительная фирма США (с 1959 с ракетостроительным сектором). Ведёт начало от фирмы “Дейвис-Дуглас” (Davis-Douglas), основана в 1920; название “Д.” — с 1921. когда ее возглавил Д. У. Дуглас; в 1967 объединилась с фирмой “Макдоннелл”, образовав фирму “Макдоннелл-Дуглас”. Среди первых самолётов фирмы торпедоносцы и бомбардировщики серии DT с одним поршневым двигателем. На основе модели DT-2 созданы самолеты “Уорлд крузер” со сменным колёсным или поплавковым шасси; в 1924 два из них впервые облетели земной шар с промежуточным и посадками (за 175 дней). Фирма выпускала пассажирские, почтовые и военные самолеты. Создала цельнометаллические пассажирские самолёты с убирающимися шасси: DC-1 на 12 мест (первый полёт в 1933), DC-2 на 14 мест (1934), DC-3 на 28 мест [1935, до окончания производства в 1947 построено 10654 в гражданском и военном (С-47) вариантах, выпускались по лицензии в СССР, смотри рис. в табл. XV], DC-4 на 52 места (1938), DC-6 на 48—52 места (1946), DC-7 на 60—95 мест (1953, см. рис.) Во Второй мировой войне широко использовались боевые самолёты фирмы: бомбардировщики B-18 (1935), штурмовики и лёгкие бомбардировщики A-20 (1938, построено 7385, в Великобритании имели название “Бостон” и “Хавок”, во Франции — DB-7, см. рис. в таблице XX) и A/B-26 “Инвейдер” (1942, выпущено 2502), палубный пикирующий бомбардировщик SBD “Донтлесс” (1939, построено 5936). После войны на фирме созданы палубный пикирующий бомбардировщик AD “Скайрейдер” с одним поршневым двигателем (1945), тяжёлые военно-транспортные самолёты C-74 “Глоубмастер” I (1945), C-124 “Глоубмастер” II (1949), C-133 “Каргомастер” (1956). Фирма производила реактивные палубные самолёты: истребители F3D “Скайнайт” (1948) и F4D “Скайрей” (1951), первый реактивный бомбардировщик Военно-морских сил США A3D “Скайуорриор” (1952), на основе которого создан бомбардировщик В-66 “Дестройер” (1954, часть самолётов переоборудована в вариант РЭБ EB-66E). Фирмой созданы лёгкий палубный бомбардировщик A-4 “Скайхоук” (1954) и пассажирские реактивные самолёты DC-8 “Джетлайнер” с четырьмя турбореактивными двигателями (1958) и DC-9 с двумя турбореактивными двухконтурными двигателями (1965), производство которых продолжено фирмой “Макдоннелл-Дуглас”. К известным экспериментальным самолётам фирмы относятся D-558-1 “Скайстрик” (1947), D-558-2 “Скайрокет” (1948) и X-3 (1952), которые использовались для исследований около- и сверхзвуковых режимов полёта. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в табл. 1 и 2.

В. В. Беляев, О. И. Губарев.

Пассажирский самолёт Дуглас DC-7C.

Табл. 1 — Гражданские самолёты фирмы “Дуглас”

Основные данные

DC-3

DC-7C

DC-8-50

Первый полёт, год

1935

1955

1960

Число и тип двигателей

2 ПД

4 ПД

4 ТРДД

Мощность двигателя, кВт

895

2530

-

Тяга двигателя, КН

-

-

80,1

Длина самолёта, м

19,63

34,21

45,9

Высота самолета, ч

5,2

9,65

12,9

Размах крыла, м

28,96

38,86

43,4

Площадь крыла, м2

91,7

152

268

Максимальная взлётная масса, т

12,7

64,86

143

Масса пустого самолета, т

8,03

33

62

Максимальная коммерческая нагрузка, т

3

10,2

20,9

Максимальная скорость полёта. км/ч

350

570

960

Максимальная Дальность полёта, км

2420

7410

10850

Экипаж, чел.

2—3

7

4—5

Максимальное число пассажиров

28

99

189

 

Табл. 2 — Военные самолёты фирмы “Дуглас”

Основные данные

Штурмовики

Палубный бомбардировщик A-3D

Военно-транспортные

A-20H

A-26B

A-IJ

C-124C

C-133B

Первый полет, год

1942

1943

1956

1952

1953

1959

Число и тип двигателей

2 ПД

2 ПД

1 ПД

2 ТРД

4ПД

4 ТВД

Мощность двигателя кВт

1270

1490

2290

-

2830

5590

Тяга двигателя, кН

-

-

-

55,2

-

-

Длина самолёта, м

14,63

15,6

11,84

23,27

39,77

48

Высота самолёта, м

5,51

5,65

4,78

6,95

14,72

14,7

Размах крыла, м

18,69

21,33

15,47

22,11

53,07

54,76

Площадь крыла, м2

43,2

50,16

37,4

75,8

232,8

248

Взлётная масса, т:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

нормальная

11,79

14,52

8,62

33,11

83,92

116

максимальная

13,61

16,56

11,34

37,2

88,22

129,73

Масса пустого самолёта, т

8,07

10,07

5,69

17,87

45,89

51

Максимальная боевая (перевозимая) нагрузка, т

1,82

1,82

3,63

5,44

33,57

53,5

Максимальная скорость полета, км/ч

520

600

510

980

440

560

Максимальная дальность полёта, км (нагрузка)

3180

2250

4830

4670

4000 (22,7 т)

6400 (30т)

Потолок, м

7620

7470

9500

12500

6740

8000

Экипаж, чел.

3

3

1

3

5—8

4—7'

Число десантников

-

-

-

-

200

200

Вооружение

9 пулемётов (12,7 мм); бомбы

6 пулемётов (12,7 мм); бомбы

4 пушки (20 мм) ; НАР; бомбы

2 пушки (20 мм); бомбы

-

-

 

“ДУКС” — акционерное предприятие в Москве, один из основных поставщиков самолётов в России в Первую мировую войну. Основана в 1893. Первоначально завод выпускал велосипеды, мотоциклы, дрезины. В 1908 были изготовлены первые в России аэросани. Производство летательных аппаратов начато в 1909. В основном строились разведывательные самолёты и истребители французских моделей. В 1910—1917 выпушено свыше 1700 самолётов. В 1910 построен дирижабль “Ястреб” мягкой конструкции объёмом 2700 м . После национализации в 1918 завод “Д.” (государственный авиационный завод №1) сыграл важную роль в развитии опытного строительства и налаживании серийного производства самолётов в СССР. В октябре 1941 завод был эвакуирован в Куйбышев (см. Куйбышевский завод “Прогресс”), а на его территории в Москве в декабре 1941 было воссоздано авиастроительное предприятие (см. Московское авиационное производственное объединение имени П. В. Дементьева).

Дю Тампль (Du Temple) Жан Мари Феликс де Ла Круа (de La Croix) (1823—1890) — французский морской офицер, автор одного из первых проектов самолета. В 1857 запатентовал моноплан с паровой машиной и тянущим воздушным винтом. Вместе с братом отрабатывал конструктивную схему самолёта на моделях с приводом винтов от часовой пружины, а в 1874 они построили полноразмерный самолёт (рис. в таблице 1). Однако принятая для него энерговооружённость (4,41 кВт при полётной массе 1000 кг) не могла обеспечить полёт.

Hosted by uCoz