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. (V_{кр. див.}), должна не менее чем в 1,2 раза превышать предельную скорость V_пред. 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 {{c^a_y}} — 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 {{c^a_y}}, 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 (V_I, V_II, — 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 = Vn_x (V — скорость самолёта, n_x, — 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 k_L, плотности k_ρ и скорости k_V (при малых скоростях потока в аэродинамической трубе) или скоростных напоров k_q, (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 k_M, жёсткостей k_E и частоты колебаний k_p определяются следующим образом: k_M = k_pk³_L; k_E = k_pk²_Vk⁴_L = k_qk⁴_L; k_p = k_Vk^-1_L = k_qk_p.

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 k_L. 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}} = (E_М/Е_Н){{^1/2}}, где Е_М и Е_Н — 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 k_V{{(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 k_V({{EFH}}^-2) Выбирая k_L 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.

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 с_pдон = (p_дон-p{{_∞}})/q{{_∞}}, где p_дон — давление на дне тела, p{{_∞}} — статическое давление, q{{_∞}} — скоростной напор невозмущенного потока.

Зависимость c_pдон от Маха числа M{{_∞}} имеет максимум в области околозвуковых скоростей (см. рис.). При сверхзвуковых скоростях c_pдон 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 p_дон/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 {{c_x0}} “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 F_нетто/F_брутто — 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; p_н — 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”

“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.