заброс по перегрузке — характеристика устойчивости летательного аппарата и его управляемости. Термин “З. По п.” обычно используют при рассмотрении короткопериодического продольного движения, описываемого характеристическим уравнением вида p2 + 2{{ξ}}p + {{ω02}} = 0 ({{ξ}} — декремент затухания колебаний, {{ω}}0 — недемпфированная частота колебаний летательного аппарата). В практике обычно пользуются понятием относительного заброса по нормальной перегрузке ({{Δ}}{{n}}y заб) на ступенчатое отклонение x0 рычага управления продольным движением:

{{формула}}

где {{Δ}}n y max — значение приращения (относительно ny = 1,0) перегрузки в первом максимуме (см. рис.), {{Δ}}ny уст — установившееся значение приращения перегрузки после окончания переходного процесса, то есть, после практически полного затухания колебаний летательного аппарата. {{Δ}}{{n}}y заб зависит от относительного демпформирования {{ξ}} = {{ξ}}/{{ω}}0:

{{Δ}}{{n}}y заб = exp[-{{π}}{{ξ}}/(1-{{ξ}}2)1/2]

Для обеспечения приемлемого качества переходных процессов к значению З. по п. предъявляются требования: {{Δ}}{{n}}y заб {{}} 0,2—0,5. В случае апериодического продольного движения летательного аппарата понятие З. по п. теряет практический смысл. Однако требования в отношении малости заброса в этом случае выполняются автоматически. При маневрировании З. по п. будет в значительной мере определяться манерой пилотирования: чем резче движения рычагом управления по тангажу, тем больше заброс. Для полёта летательного аппарата со сверхзвуковыми скоростями характерно увеличение З. по п., особенно на больших высотах. В некоторых случаях значение З. по п. может оказаться сравнимым со значением установившейся перегрузки. Это приводит к ухудшению качества переходных процессов, значительно усложняет выполнение задач, требующих точного пилотирования, особенно при соизмеримости времени переходного процесса с периодом собственных колебаний летательного аппарат. Большое значение З. по п. нежелательно также и потому, что делает необходимым введение лётчиком дополнительных перемещений рычагом продольного управления для демпфирования движения. С другой стороны, увеличение З. по п. обычно сопровождается уменьшением времени срабатывания (времени от момента смещения ручки управления до момента, когда перегрузка впервые принимает значение {{Δ}}{{n}}y уст), что улучшает “хождение” летательного аппарата за ручкой и воспринимается лётчиком как улучшение управляемости летательного аппарата.

Для повышения точности и обеспечения простоты пилотирования используются автоматические устройства, наиболее простым из которых является демпфер колебаний по тангажу.

Лит.: Пашковский И. М., Динамика и управляемость самолета, 2 изд., М., 1987.

Ю. Б. Дубов.

заводские испытания, лётно-конструкторские испытания летательного аппарата, — проводятся для автономной и комплексной отработки надёжного функционирования планёра, силовой установки, общего и специального бортового оборудования, определения основных лётно-эксплуатационных данных летательного аппарата в пределах установленных ограничений, оценки их соответствия заданным требованиям и нормам, готовности летательного аппарат к государственным испытаниям. В процессе З. и. предварительно определяются особенности базирования, надёжность и эксплуатационные качества, средства технического обслуживания летательного аппарата, отрабатываются измерительно-информационные системы и математическое обеспечение, вырабатываются временные рекомендации по пилотированию и эксплуатации летательного аппарата. З. и. проводятся головным разработчиком летательного аппарата с участием соисполнителей и заказчика.

При положительной оценке результатов З. и., а также выполнении требуемых доработок принимается решение о передаче (приёмке) летательного аппарата на государственные испытания.

Лит. смотри при статье Государственные испытания.

заглохание двигателя — то же, что самовыключение двигателя.

заглушенная камера — помещение, предназначенное для измерения акустических характеристик источников звука в условиях, моделирующих распространение звука в свободном поле, то есть в пространстве без отражающих поверхностей. С этой целью стены, пол и потолок З. к. облицовывают звукопоглощающими конструкциями, выполненными обычно в виде клиньев (см. рис.) из звукопоглощающих материалов (поропласта, стекловолокна и др.), обеспечивающих поглощение 99% падающей на них звуковой энергии в исследуемом диапазоне частот. Нижняя граничная частота З. к. определяется высотой клина и размерами камеры. Для обеспечения требуемой звуко- и виброизоляции некоторые З. к. изготавливаются в виде коробки, установленной на амортизаторах на отдельном фундаменте и окружённой вторыми строительными стенками. Применяемые в авиационной акустике З. к. предназначены для исследований на моделях акустических характеристик аэродинамического шума источников (струя, вентилятор, турбина, воздушный винт и т. д.). Для моделирования реальных условий (например, условий полёта) работы источников в З. к. подаётся и отводится из неё поток воздуха, что приводит к необходимости защищать стенки З. к. от выдувания звукопоглощающим же покрытием, например, из капроновой ткани или стеклоткани. Размеры таких З. к., помимо указанных выше условий, будут определяться размерами исследуемого источника звука, например, для газовой околозвуковой струи диаметром 100 мм расстояние от оси струи до боковой стенки камеры должно быть не менее 4 м, до торцевой — 10 м. В З. к. могут также проводиться градуировки микрофонов, испытания громкоговорителей (в том числе измерение их диаграммы направленности) , субъективные оценки шума. Контроль качества З. к. производится при измерениях закона спадания звукового давления. Оценкой качества З. к. является отклонение от закона обратной пропорциональности уменьшения звукового давления с удалением от источника звука. Обычно отклонение в области исследуемых частот не должно превышать {{±}}0,5 дБ.

З. к. для исследования излучения и приёма электромагнитных волн обычно называются безэховыми, они имеют облицовку, предназначенную для полного поглощения электромагнитных волн.

А. Г. Мунин.

Заглушённая камера (ЦАГИ).

Зайцев Василий Александрович (1911—1961) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (1942, 1943). В Советской Армии с 1932. Окончил Луганскую (1933) и Борисоглебскую (1936) военные авиационные школы. Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром эскадрильи, командиром истребительного авиаполка, заместитель командира истребительной авиадивизии. Совершил 427 боевых вылетов, сбил лично 34 и в составе группы 19 самолётов противника. Заставил два истребителя противника приземлиться на советском аэродроме. После войны в Военно-воздушных силах. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Богдана Хмельницкого 2-й степени, Отечественной войны 1-й степени, медалями. Бронзовый бюст в г. Коломне Московской области. Портрет смотри на стр. 231.

Лит.: Кузовкин А. И., Макаров А. И., Бесстрашный рыцарь неба, в их кн.: Золотое созвездие коломенцев, М., 1976.

В. А. Зайцев.

закрылок — профилированный, обычно отклоняющийся элемент механизации крыла, расположенный вдоль его задней кромки и предназначенный для улучшения аэродинамических характеристик летательного аппарата. З. используются при взлёте и посадке для увеличения подъёмной силы крыла, а также в полёте для улучшения манёвренных характеристик летательного аппарата. З. могут быть установлены по всему размаху крыла или по его частям (в этом случае различают внутренние З. используемые в основном при взлёте и посадке, и внешние З. используемые обычно при манёврах летательного аппарата). Однако для З. занимающих часть крыла, существенны пространственные эффекты, которые снижают их эффективность и приводят к увеличению индуктивного сопротивления.

При использовании З. увеличение подъёмной силы происходит за счёт изменения поля течения около крыла, обусловленного одной или несколькими из следующих причин: изменением геометрии профиля путём увеличения кривизны профиля; увеличением площади несущей поверхности (например, З. в форме щитков); воздействием на пограничный слой с целью затягивания его отрыва (например, Коандэ закрылок); интерференцией аэродинамической З. с основной частью крыла (например, щелевой закрылок, Фаулера закрылок); реакцией выдуваемой струи газа (например, струйный закрылок).

З. различных схем показаны на рис. Выпуск и уборка З. могут производиться автоматически или по команде из кабины лётчика с помощью гидро-, пневмо- и электроприводов. Первые самолёты с механизацией задней кромки крыла были построены в 20-х гг. В СССР З. впервые были установлены на самолётах Р-5, Р-6, РГ-I. Более широко З. стали применяться в 30-х гг., когда получила распространение схема свободнонесущего моноплана. Конструкция З. в общем аналогична конструкции крыла.

Для исследования аэродинамических характеристик З. и изучения влияния на его эффективность различных параметров моделирование течения обычно проводится в рамках теории плоского движения идеальной жидкости. Однако на работу З. большое влияние оказывают вязкость среды и пространственность (трёхмерность) течения. Моделирование таких течений очень сложно, поэтому аэродинамические характеристики З. определяются, как правило, экспериментальным путём.

В. А. Башкин.

Простой закрылок

Щелевые закрылки

Закрылки с управлением пограничным слоем

Струйный закрылок

Подвесной закрылок

Многозвенный закрылок

Закрылки: а — однощелевой; б — щелевой с дефлектором; в — трехщелевой; г — со сдувом пограничного слоя; д — с отсосом пограничного слоя; 1 — крыло; 2 — элерон; 3 — простой закрылок.

зализ — вспомогательный элемент конструкции летательного аппарата с плавными обводами, устанавливаемый снаружи в местах сочленения агрегатов для уменьшения аэродинамического сопротивления. Обычно З. используется на стыке крыла или оперения с фюзеляжем, на стыке силовой установки с крылом. В местах выступания в поток конструктивных элементов аналогичные функции выполняют обтекатели.

заметность — свойство объекта выделяться на окружающем фоне. Высокая З. летательных аппаратов приводит к их обнаружению системой противовоздушной обороны на больших дальностях. З. может быть снижена путем уменьшения габаритов летательного аппарата, ослабления интенсивности излучения двигательной установки в инфракрасном диапазоне длин волн, уменьшения эффективной отражающей поверхности и введения режимов излучения бортовых радиолокационных станций, затрудняющих обнаружение излучения средствами противовоздушной обороны. Интенсивность инфракрасного излучения ослабляется при введении таких компонентов в топливо или в выходную струю газов двигателя, которые уменьшают температуру струи, а также экранировкой струи и сопла оболочкой из аэрозолей, отводом струи в непросматриваемое пространство (например, вверх для вертолётов) , Эффективная отражающая поверхность уменьшается при более плавных обводах фюзеляжа, воздухозаборников, крыльев, а также при использовании радиопоглощающих материалов в конструкциях и для покрытий поверхностей летательного аппарата. См. также Контрастность цели, Инфракрасное излучение, “Стелс” техника, Эффективная поверхность рассеяния.

замороженная скорость звука — см. в статье Скорость звука.

замороженное течение — предельное состояние неравновесного течения, когда время релаксации физико-химического процесса (по которому течение неравновесно) велико по сравнению с характерным временем пребывания частиц в рассматриваемой области течения. При этом в соответствии с иерархией времён релаксационных явлений, которые могут иметь место в конкретных условиях, течение может быть замороженным по одним, неравновесным по другим и равновесным по третьим видам релаксации. Например, в аэродинамической трубе с высокими торможения параметрами может реализоваться течение, равновесное по вращательным, неравновесное по колебательным степеням свободы и замороженное по диссоциации молекул. В результате термодинамическое состояние и состав потока в рабочей части трубы не будут соответствовать реализующимся в атмосфере, что сужает возможности моделирования.

запас прочности — мера превышения фактической разрушающей нагрузки (Pразр) над расчётной нагрузкой (Pрасч). З. п. характеризуется коэффициентом З. п. {{η}} = Pразр/Pрасч. Для элементов конструкции летательного аппарата З. п. может быть определён как отношение допускаемых напряжений к действующим при расчётных нагрузках. Значение коэффициента З. п. меньше единицы свидетельствует о недостатке прочности, а больше единицы соответствует часто используемому в расчётах коэффициент избытка прочности {{Δη}} = {{η}}-1, который может быть использован также либо для последующего уменьшения массы конструкции, либо для увеличения полезной нагрузки, переносимой летательным аппаратом.

запас топлива —количество топлива на борту летательного аппарата, которое может быть полностью израсходовано двигателями в полете. В З. т. не включается топливо, расходуемое двигателями на земле от момента их запуска до начала разбега, и невырабатываемое в полёте топливо. При подготовке к полету потребный З. т. рассчитывается в соответствии с Руководством по летной эксплуатации летательного аппарат данного типа и подразделяется на расходуемое топливо, необходимо для выполнения полёта от аэродрома вылета до аэродрома назначения по установленному маршруту или схеме, и на аэронавигационный запас, предназначенный как для компенсации повышения расхода топлива, вызванного случайными причинами (в том числе изменениями условий полета), так и для обеспечения возможности продлить полёт до наиболее удалённого запасного аэродрома, предусмотренного полётным заданием (см. Аэронавигационный запас топлива).

запас устойчивости — см. Степень устойчивости.

запасной аэродром — аэродром, предусмотренный полётным заданием для посадки летательного аппарата в случае, если использование основного аэродрома (аэродрома назначения) окажется невозможным. З. а. выбирается, как правило, на расстоянии не менее 50 км от аэродрома назначения. Число З. а. определяется с учётом планируемой продолжительности полёта, а также фактической и прогнозируемой погоды на аэродроме назначения. В качестве З. а. может использоваться также аэродром вылета.

заполнение несущего винта — отношение площади лопастей несущего винта в плане к сметаемой площади. Определяется приближённо по формуле {{σ}} = zb/({{π}}R), где R — радиус винта, z — число лопастей, b — хорда лопасти на радиусе 0,7R. Для каждого значения окружной скорости конца лопасти {{ω}}R ({{ω}} — угловая скорость) существует наивыгоднейшее З. н. в., при котором значение относительного (вентиляторного) коэффициента полезного действия винта на режиме висения (в отсутствии ограничивающих поверхностей) максимально.

запорожское машиностроительное конструкторское бюро “Прогресс” — берёт начало от КБ, образованного в 1945 при авиамоторном заводе №478 (ныне Запорожское производственное объединение “Моторостроитель”). Выделилось из него в 1959. О разработанных на предприятии под руководством А. Г. Ивченко и его преемника В. А. Логарева авиационных поршневых и газотурбинных двигателях смотри в статье АИ. Награждено орденами Ленина (1966), Трудового Красного Знамени (1981).

запорожское производственное объединение “Моторостроитель” — берёт начало от завода в г. Александровске (ныне Запорожье), основанного в 1916 акционерным обществом “Дека”. Завод выпускал авиационные двигатели иностранных моделей. В 20—30-е гг. строил поршневые двигатели М-6, М-11, М-22, М-85, М-86, М-87, М-88. КБ завода возглавляли А. С. Назаров, С. К. Туманский, Е. В. Урмин. В августе — сентябре 1941 завод (№29) был эвакуирован и продолжил свою деятельность в Омске (ныне это Омское моторостроительное производственное объединение имени П. И. Баранова). В октябре 1943 началось восстановление завода в Запорожье. В 1945—1959 в его состав входило ОКБ А. Г. Ивченко. В послевоенные годы (с 1947) завод №478 выпускал поршневые двигатели АИ-26В, М-11ФР-1, АШ-62ИР. С начала 50-х гг. ведётся производство газотурбинных двигателей. Строились турбореактивный двигатель РД-45, турбовинтовые двигатели АИ-20, АИ-24, турбовальные двигатели ГВЗ-117, Д-136, турбореактивные двухконтурные двигатели АИ-25, Д-36, Д-18Т. В 1974 на основе завода образовано производственное объединение. Предприятие (объединение) награждено орденами Ленина (1966), Октябрьской Революции (1981), Трудового Красного Знамени (1977).

заправка летательного аппарата — заполнение ёмкостей летательного аппарата топливом, маслом, другими техническими жидкостями и водой, а также сжатыми газами (“зарядка”) в целях обеспечения работы силовой установки и других систем летательного аппарата. За исключением случая заправки топливом в полёте З. летательного аппарата производится в процессе подготовки его к полёту, а также при проведении регламентных работ и ремонта (например, пополнение или замена рабочей жидкости в гидросистеме) с помощью специальных средств наземного обслуживания, к которым относятся топливозаправщики, оборудование централизованной З., масло- и водозаправщики и т. д.

Применяемое для З. летательного аппарата топливом подвижное (топливозаправщики) и стационарное (системы централизованной З.) оборудование предназначается для доставки топлива к местам З. и закачки его с большой (до 1000 л/мин и более) подачей в баки летательного аппарата; при этом одновременно осуществляются операции, необходимые для соблюдения предусмотренной- паспортом кондиции заправляемого топлива (фильтрация, водоотделение), и контролируется его количество. Подвижный топливозаправщик представляет собой цистерну, смонтированную на автомобильном шасси или прицепе (полуприцепе) вместе с агрегатами для З. летательного аппарата топливом: насосом (с приводом от двигателя автомобиля или автономным), приёмо-раздаточной арматурой, системой фильтров, контрольно-измерительной аппаратурой, системой управления и средствами обеспечения безопасности (защита от пожара и от воздействия электростатических разрядов).

В комплект оборудования централизованной З. входят: станция, обеспечивающая приём топлива из стационарных аэродромных резервуаров, фильтрацию и регулируемую подачу топлива в систему раздаточных трубопроводов; сеть раздаточных трубопроводов, подводящих топливо к стационарным гидрантным колонкам; передвижные или стационарные заправочные агрегаты, обеспечивающие автоматическую дозировку подачи дополнительно профильтрованного топлива в баки летательного аппарата, а также возможность регулирования его давления и скорости заправки, Преимущество системы централизованной З. летательного аппарата топливом — значительное (в несколько раз) снижение стоимости доставки его от расходного склада горюче-смазочных материалов до баков летательного аппарата, а также лучшее очищение топлива от вредных примесей.

Непосредственно в баки летательного аппарата топливо подаётся через один или несколько раздаточных рукавов, снабжённых пистолетами для открытой З. (через верхние заправочные горловины баков) или специальными наконечниками для закрытой З. (под давлением с герметичным присоединением рукавов к нижней или верхней заправочным горловинам).

З. летательного аппарата топливом под давлением имеет значительные эксплуатационные преимущества перед открытой З. так как, она более удобна и существенно сокращает время З., особенно при большой вместимости топливной системы летательного аппарата; кроме того, исключается возможность попадания в баки посторонних включений, улучшаются условия пожарной безопасности и т. д. Однако необходимое для применения З., под давлением дополнительное оборудование топливной системы летательного аппарата (в том числе предохраняющее баки от повышения допустимого давления) усложняет конструкцию и приводит к некоторому увеличению её массы.

А. Б. Иванов.

заправка топливом в полете — процесс передачи топлива одним самолётом (заправщик) другому (заправляемый в полёте). Установка оборудования для З. т. в п. на летательный аппарат позволяет значительно увеличить дальность (продолжительность) полёта, что существенно расширяет его возможности. Наиболее широко З. т. в п. применяется на боевых и военно-транспортных самолётах. Используется также на вертолётах некоторых типов. Под системой З. т. в п. понимается совокупность агрегатов, коммуникаций, устройств и приборов, предназначенных для передачи и приёма топлива в полёте, его распределения по бакам (или их опорожнения в установленной очерёдности), управления процессом заправки и контроля за ним. В СССР заправка самолёта топливом в полёте впервые была осуществлена в 193З

С 50—60-х гг. З. т. в п. получила распространение во многие странах.

Наиболее распространены схемы З. т. в п., условно называют “шланг-конус” (рис. 1) и “телескопическая штанга” (рис. 2). При заправке по схеме “шланг-конус” из самолёта-заправщика выпускается гибкий шланг, на конце которого укреплено тело конической формы (для стабилизации шланга в полёте и осуществления контакта с приёмной штангой заправляемого самолёта). Контактирование осуществляет лётчик заправляемого самолёта, приближаясь к самолёту-заправщику с относительной скоростью 1—2 м/с до контакта штанги с конусом. После этого штанга фиксируется в конусе замками, срабатывает запорное устройство и начинается процесс передачи топлива заправляемому самолёту. З. т. в п. по схеме “шланг-конус” имеет 2 основных варианта компоновки агрегатов: встроенный — с размещением оборудования в фюзеляже заправщика и подвесной — с размещением под консолями крыла или на фюзеляже заправщика. Характерной особенностью и достоинством подвесного агрегата заправки является размещение в обтекаемой гондоле всех основных элементов системы заправки, включая автономную энергетическую установку. Система заправки с использованием подвесных агрегатов позволяет переоборудовать практически любой однотипный самолёт в самолёт-заправщик при сравнительно небольшой его доработке, снабдить заправщик подвесными агрегатами для одновременной заправки нескольких летательных аппаратов, использовать самолёт для другие целей после снятия подвесных агрегатов. Системы заправки с подвесными агрегатами обеспечивают перекачку 1000—4600 л/мин, встроенные системы заправки — 1500—3000 л/мин.

Система заправки типа “телескопическая штанга” основана на использовании жёсткой телескопической штанги длиной до 17 м, шарнирно закреплённой одним концом на фюзеляже заправщика. На другие конце штанги расположены аэродинамические поверхности — оперение, с помощью которого оператор, находящийся на самолёте-заправщике, может управлять (в определенных пределах) положением штанги и наводить наконечник штанги на горловину приёмника топлива на заправляемом самолёте. При заправке по этой схеме самолёт подходит к заправщику, выдерживая определенную дистанцию и принижение, при этом лётчик заправляемого самолёта ориентируется по разметке на заправщике, строго сохраняя своё место в строю в процессе контактирования и заправки топливом. Занять нужное положение ему помогает оператор заправщика с помощью сигнальных огней или по радио. Оператор . может наблюдать за штангой и заправляемым самолётом через окно в нижней части фюзеляжа своего самолёта, а также на специальном пульте. Этап сближения самолётов и нахождение в строю заправки сложен для лётчика заправляемого самолёта и требует специальной систематической тренировки. Система заправки типа “телескопическая штанга” размешается стационарно на специализированных самолётах-заправщиках. Системы заправки этого типа обеспечивают перекачку топлива с подачей 4000—6000 л/мин.

Применяются также так называемая гибридная схема, в основу которой положена “телескопическая штанга” с коротким шлангом (4 м) и конусом на конце, и “крыльевая” схема. По этой схеме с крыла самолёта-заправщика выпускается шланг со стабилизирующим устройством на конце и заправляемый самолёт подстраивается к заправщику в строю “пеленг” с превышением над шлангом. Затем путём наложения консоли крыла на шланг и захвата его в специальный замок осуществляется контакт, после чего заправляемый самолёт занимает строй заправки.

Ю. А. Винокур, В. Д. Курбесов.

Рис. 1. Заправка вертолётов Сикорскнй CH-53E самолётом-заправщиком Локхид KC-130R по схеме “шланг-конус”.

Рис. 2. Заправка самолёта Локхид F-117A самолётом-заправщиком Макдоннел-Дуглас KC-10A по схеме “телескопическая штанга”.

запретная зона — воздушное пространство определенных размеров, находящееся над сухопутной и водной территорией государства, включая его территориальные воды, в пределах которого полёты летательных аппаратов запрещены. Устанавливается государством над объектами, имеющими важное государственное, в том числе оборонное значение, над историческими памятниками, заповедными местами и др. Чикагская конвенция 1944 предусматривает право каждого государства в соответствии с принятыми им правилами потребовать от влетевшего в З. з. летательного аппарата произвести посадку в возможно кратчайший срок в пределах территории государства на указанном ему аэродроме.

запуск двигателя газотурбинного — неустановившийся режим работы газотурбинного двигателя, характеризуемый процессом раскрутки его ротора (роторов) от неподвижного состояния или режима авторотации до выхода двигателя на режим малого газа или минимально установившийся режим работы (для двигателей, не имеющих режима малого газа). Различают несколько разновидностей З. д. в зависимости от климатических, высотно-скоростных условий, способа проведения и исходного режима. Так, например, в полёте запуск может выполняться с режима авторотации и с режима выбега — процесса торможения вращения (“встречный” запуск).

З. д. оценивается временем с момента нажатия на кнопку запуска (переключения тумблера, перевода рычага управления двигателем) до момента достижения частоты вращения, равной 90—95% от её значения на конечном режиме (например, малом газе). Запуск современных турбореактивного двигателя на земле в стандартных атмосферных условиях выполняется за 20—30 с. В экстремальных климатических условиях допускается увеличение времени З. д. примерно на 50%. Для З. д. в полёте требуется такое же время. При этом область режимов полёта, в которой должен обеспечиваться надёжный З. д., ограничивается минимальной и максимальной скоростями полёта на режимах снижения самолёта и максимальной высотой полёта, которая должна превышать предельную высоту крейсерского режима полёта самолёта.

Продолжительность З. д. зависит от условий его проведения, коэффициента динамичности двигателя, мощности и характеристики пускового устройства, программы подачи топлива, определяющей температуру газа перед турбиной, запасов устойчивой работы компрессора и камеры сгорания, передаточного отношения между пусковым устройством и ротором двигателя и т. п. При таком большом числе факторов, оказывающих влияние на З. д., важное значение приобретает оптимизация характеристик элементов системы запуска и чёткая синхронизация их. Для этой цели используются специальные устройства, работающие по программному, функциональному или смешанному принципам.

Ю. А. Литвинов.

“Заслуженный военный лётчик СССР” —почётное звание, учреждённое 26 января 1965. Присваивалось Президиумом Верховного Совета СССР лётному составу Военно-воздушных сил, авиации Военно-морского флота и Войск противовоздушный обороны СССР, имеющему квалификацию военного лётчика 1-го класса или военного лётчика-инструктора 1-го класса, за особые заслуги в освоении новой авиационной техники, высокие показатели в воспитании и обучении лётных кадров и многолетнюю безаварийную лётную работу в военной авиации. Лицам, удостоенным этого звания, вручались Грамота Президиума Верховного Совета СССР и нагрудный знак установленного образца (см. рис.).

Указом Президиума Верховного Совета СССР от 22 августа 1988 звание упразднено, для представителей всех видов вооруженных сил было установлено единое почётное звание “Заслуженный специалист Вооружённых Сил СССР”.

Нагрудный знак “Заслуженный военный лётчик СССР”.

“Заслуженный военный штурман СССР” — почётное звание, учреждённое 26 января 1965. Присваивалось Президиумом Верховного Совета СССР штурманскому составу Военно-воздушных сил, авиации Военно-морского флота и Войск противовоздушной обороны СССР, имеющему квалификацию военного штурмана 1-го класса, за особые заслуги в освоении новой авиационной техники, высокие показатели в воспитании и обучении лётных кадров и многолетнюю безаварийную лётную работу в военной авиации. Лицам, удостоенным этого звания, вручались Грамота Президиума Верховного Совета СССР и нагрудный знак установленного образца (см. рис.). Указом Президиума Верховного Совета СССР от 22 августа 1988 звание упразднено, для представителей всех видов вооруженных сил было установлено единое почётное звание “Заслуженный специалист Вооружённых Сил”.

Нагрудный знак “Заслуженный военный штурман СССР”.

“Заслуженный лётчик-испытатель СССР” — почётное звание, учрежденное 14 августа 1958. Присваивалось Президиумом Верховного Совета СССР лётчикам-испытателям 1-го класса авиационной промышленности и Министерства обороны СССР за многолетнюю творческую работу в области лётных испытаний и исследований новой авиационной техники, существенно способствующую прогрессу отечественной авиации. Лицам, удостоенным этого звания, вручались Грамота Президиума Верховного Совета СССР и нагрудный знак установленного образца (см. рис.).

Нагрудный знак “Заслуженный лётчик-испытатель СССР”.

“Заслуженный парашютист-испытатель СССР” — почётное звание, учреждённое 13 июля 1984. Присваивалось Президиумом Верховного Совета СССР парашютистам испытателям авиационной промышленности и Министерства обороны СССР за многолетнюю творческую работу и особые заслуги в проведении летных испытаний парашютной техники и других средств спасения и десантирования личного состава. Лицам, удостоенным этого звания, вручались Грамота Президиума Верховного Совета СССР и нагрудный знак установленного образца (см. рис.). Указом Президиума Верховного Совета СССР от 22 августа 1988 звание упразднено.

Нагрудный знак “Заслуженный парашютист-испытатель СССР”.

“Заслуженный пилот СССР” — почетное звание, учреждённое 30 сентября 1965. Присваивалось Президиумом Верховного Совета СССР лётному составу гражданской авиации, имеющему квалификацию пилота 1-го класса, за особые заслуги в освоении современной авиационной техники, применение наиболее совершенных методов самолётовождения, высокие показатели в воспитании и обучении лётных кадров, многолетнюю безаварийную лётную работу и за выдающиеся достижения по применению авиации в народном хозяйстве страны. Лицам, удостоенным этого звания, вручались Грамота Президиума Верховного Совета СССР и нагрудный знак установленного образца (см. рис.). Указом Президиума Верховного Совета СССР от 22 августа 1988 звание упразднено, было установлено почётное звание “Заслуженный работник транспорта СССР”.

Нагрудный знак “Заслуженный пилот СССР”.

“Заслуженный штурман СССР” — почётное звание, учреждённое 30 сентября 1965. Присваивалось Президиумом Верховного Совета СССР штурманскому составу гражданской авиации, имеющему квалификацию штурмана 1-го класса, за особые заслуги в освоении современной авиационной техники, применение наиболее совершенных методов самолётовождения, высокие показателя в воспитании и обучении лётных кадров, многолетнюю безаварийную работу и за выдающиеся достижения по применению авиации в народном хозяйстве страны. Лицам, удостоенным этого звания, вручались Грамота Президиума Верховного Совета СССР и нагрудный знак установленного образца (см. рис.). Указом президиума Верховного Совета СССР от 22 августа 1988 звание упразднено, было установлено почётное звание “Заслуженный работник транспорта СССР”.

Нагрудный знак “Заслуженный штурман СССР”

“Заслуженный штурман-испытатель СССР” — почётное звание, учреждённое 14 августа 1958. Присваивалось Президиумом Верховного Совета СССР штурманам-испытателям 1-го класса авиационной промышленности и Министерства обороны СССР за многолетнюю творческую работу в области лётных испытаний и исследований новой авиационной техники, существенно способствующую прогрессу отечественной авиации. Лицам, удостоенным этого звания, вручались Грамота Президиума Верховного Совета СССР и нагрудный знак установленного образца (см. рис.).

Нагрудный знак “Заслуженный штурман-испытатель СССР”.

затухание колебаний — характеристика возмущенного движения летательного аппарата. Движение летательного аппарата развивающееся после отклонения от исходного режима полёта под действием внешних возмущений или управляющих воздействий, часто носит колебательный характер. При линеаризованном математическом описании движения летательного аппарата колебательной составляющей возмущенного движения соответствуют комплексно-сопряжённые корни характеристического уравнения. Для того чтобы колебания были затухающими, вещественная часть комплексного корня должна быть отрицательной. На практике часто преобладает движение с какой-либо одной частотой. В этом случае интенсивность затухания колебательного движения характеризуют логарифмическим декрементом затухания, равным ln(At/At + T), где At, At + T — амплитуды колебаний (значения берутся на огибающей, переходного процесса) в моменты времени t и t + T, Т — период колебаний (см. рис. к статье Заброс по перегрузке). В общем случае рассматривают логарифмические декременты по каждой составляющей колебательного движения. Для количественной оценки З. к. используют также время затухания колебаний tзат и число колебаний nзат до практически полного затухания (до 5% значения начальной амплитуды), которые определяются через период колебаний и коэффициент относительного демпфирования {{ ξ }} = {{ ξ }}/{{ω}}0:

nзат = tзат/T{{}}0,48(1-{{ ξ }}2)1/2/{{ ξ }}

Здесь {{ω}}0,{{ ξ }} — собственная, недемпфированная, частота и декремент затухания, определяемые аэродинамическими, массовыми и геометрическими параметрами летательного аппарата. При {{ξ}}{{≥}}1 колебательное движение переходит в апериодическое. При обработке материалов лётных исследований затухание (нарастание) колебаний удобно оценивать непосредственно временем t2 уменьшения (увеличения) начальной амплитуды колебаний вдвое либо относительным изменением амплитуд колебаний за период mзат = At/At + T. Логарифмический декремент затухания связан с mзат соотношением lnmзат = {{ξ}}T. При mзат > 1 возмущенное движение со временем полностью затухает, при mзат < 1 — расходится, при mзат = 1 имеют место незатухающие колебания с постоянной амплитудой. Для обеспечения требуемого качества переходных процессов на mзат, tзат обычно накладываются условия mзат{{}}2—3, tзат{{}}15 с. Для повышения степени затухания колебаний используются демпферы колебаний.

Лит.: Лойцянский Л. Г., Лурье А. И., Курс теоретической механики, 8 изд., т. 1, 6 изд., т. 2, М. 1982-1983.

Ю. В. Дубов.

затягивание в пикирование — самопроизвольное уменьшение нормальной перегрузки и переход самолёта на малые и отрицательные углы атаки при полёте с фиксированной ручкой управления. Является внешним проявлением неустойчивости летательного аппарата по скорости (см. Степень устойчивости) в трансзвуковом диапазоне скоростей и сопровождается увеличением нагрузки на рулях управления при разгоне. Наиболее сильно проявлялось на дозвуковых самолётах с безбустерным управлением. На сверхзвуковых самолётах с бустерным управлением выражено слабо. При неудачной аэродинамической компоновке З. в п. может возникать в дозвуковом полёте вследствие потери устойчивости по перегрузке на околонулевых углах атаки.

Захаров Яков Дмитриевич (1765—1836) — русский химик. С 1790 адъюнкт, с 1798 академик Петербургской АН. 30 июня (12 июля) 1804 совершил один из первых полётов на воздушном шаре (совместно с фламандским физиком и воздухоплавателем Э. Робертсоном) для научных наблюдений и экспериментов в высоких слоях атмосферы. Полёт З. положил начало научному воздухоплаванию.

захват воздушного судна — одна из форм незаконного вмешательства в деятельность гражданской авиации. Впервые определение понятия “З в. с.” в полёте было дано в Токийской конвенции 1963, квалифицировавшей З. в. с. как действия или намерение осуществить их по завладению воздушным судном или. по установлению контроля над ним с помощью силы, угрозы её применения или любой другие формы запугивания. В то время как в международном праве незаконным считается З. в. с., совершённый в полёте, в национальном праве ряда государств незаконным признаётся З. в. с. как в полёте, так и на земле. УК РСФСР устанавливает ответственность за угон воздушного судна или за З. в. с. с целью угона. Гаагская конвенция 1970 рассматривает такие действия как преступления и обязывает государства принимать в отношении них суровые меры. От З. в. с. следует отличать правомерные действия (в том числе и обратный З. в. с.) по восстановлению контроля над незаконно захваченным воздушным судном, в целях пресечения противоправных действий экипажа и т. д.

заход на посадку — этап полёта, включающий предпосадочное маневрирование в районе аэродрома и постепенное изменение конфигурации самолёта от полётной к посадочной. В соответствии с действовавшими в СССР Нормами лётной годности З. на п. должен начинаться не ниже 400 м и заканчиваться на высоте 15 м над уровнем взлётно-посадочной полосы. Для небольших самолётов местных линий допускается заканчивать З. на п. на высоте 9 м. Начальным этапом З. на п. может быть полёт по “коробочке”. Изменение конфигурации самолёта начинается с выпуска шасси, затем осуществляется выпуск предкрылков и в последнюю очередь выпуск закрылков (иногда в несколько приёмов). При этом скорость полёта самолёта постепенно уменьшается. Последний этап выпуска закрылков может заканчиваться уже на глиссаде. Минимальная скорость полёта на этапе З. на п. должна не менее чем на 30% превышать скорость сваливания самолёта в соответствующей полётной конфигурации. При возникновении отказных состояний допускается З. на п. со скоростью, превышающей скорость сваливания в соответствующей конфигурации на 25%. З. на п. заканчивается посадкой или уходом на второй круг, если при снижении по глиссаде отклонения траекторных параметров самолёта от номинальных превысили допустимые значения.

Лит.: Котик М. Г., Динамика взлета и посадки самолетов, М., 1984; Нормы летной годности гражданских самолетов СССР, 3 изд., [б. м.], 1984

А. В. Климин.

защита бортового оборудования — обеспечивает выполнение им заданных функций при эксплуатации летательного аппарата в нормируемых диапазонах изменения внешних воздействующих факторов с сохранением основных характеристик и показателей надёжности бортового оборудования (БО) в установленных пределах. Она предотвращает или ограничивает вредное воздействие на БО различных помех, а также неблагоприятных факторов природной и искусственной среды. Вредное влияние па работу БО могут оказывать: электрические, магнитные и электромагнитные воздействия, не связанные с полезным сигналом, искажающие его или приводящие к выходу БО из строя; механические воздействия (вибрации, удары, ускорения, акустический шум); такие факторы природной или искусственной среды, как температура, давление и влажность, атмосферные осадки и электричество, солнечная радиация, пыль и песок, микроорганизмы, взрывоопасные среды и др. Многообразие БО и решаемых им задач требует специализированного подхода при выборе методов и средств защиты (см. схему) в каждом конкретном случае (см., например, Молниезащита, Электромагнитная совместимость).

звено самолётов (вертолётов) — наименьшее летно-производственное (в гражданской авиации) или тактическое (в Военно-воздушных силах) подразделение, насчитывающее 3—4 самолёта (вертолета) и предназначенное для выполнения соответственно народно-хозяйственных или боевых задач как самостоятельно, так и в составе эскадрильи. В предприятиях гражданской авиации России, проводящих авиационно-химические работы в сельском хозяйстве за З. самолётов (вертолётов) закреплялся, как правило, постоянный район выполнения производственных полётов.

“звено” Вахмистрова — комбинация летательного аппарата, состоящая из тяжёлого самолёта-носителя и жёстко сцепленных с ним истребителей. Различные варианты “Звена” отрабатывались в 30-х гг. под руководством военного инженера В. С. Вахмистрова и преследовали цель увеличить дальность действия истребителей при решении ими различных боевых задач (“З” В. можно рассматривать как некоторый вариант заправки топливом в полёте). Они отличались типом носителей (бомбардировщики ТБ-1 — см. рис. в табл. XII и ТБ-3 — смотри рис. к статье), числом и типом истребителей (от 1 до 5 И-4, И-5, И-Z, И-16), расположением истребителей на носителе (на крыле, на фюзеляже, сверху, снизу), способом образования “Звена” (подцепление истребителей на земле, в воздухе). Взлёт и полёт “З” В. происходили с работающими двигателями всех самолётов. После отцепления истребители могли снова стыковаться в воздухе с носителем. В Великую Отечественную войну неоднократно применялись “З” В., включающие ТБ-3 с двумя И-16 под крылом (“Звено-СПБ”); И-16 несли по 2 фугасные авиабомбы ФАБ-250 и использовались в качестве скоростных пикирующих бомбардировщиков, наносивших внезапные и точные бомбовые удары. До отцепления они расходовали топливо из баков ТБ-3, а свой запас топлива обеспечивал им самостоятельное возвращение на аэродром.

Зверева Лидия Виссарионовна (1890—1916) — первая русский лётчица. Окончила лётную школу 1-го русского товарищества воздухоплавания в Гатчине. В 1911 во Всероссийском аэроклубе получила диплом пилота-авиатора №31. .Успешно выполняла показательные полёты в ряде городов России. Выступала в печати с целью вовлечения в авиацию женщин. З. и В. В. Слюсаренко (её муж) а 1913 организовали в Риге авиационные мастерские и лётную школу, в которых сами же испытывали самолёты, обучали полётам. В начале Первой мировой войны мастерские были перебазированы в Петроград и реорганизованы в небольшой завод, выполнявший заказы военного ведомства. З. работала на этом заводе. Умерла от тифа в мае 1916.

Л. В. Зверева.

звуковое давление — дополнительное давление, возникающее в среде при распространении звуковой волны, характеризующее собой колебание давления относительно среднего давления в среде. З. д. — основная количественная оценка звука. Диапазон З. д., с которым приходится иметь дело, простирается от еле слышимых звуков (~ 10 мкПа) до звуков, вызывающих болевое ощущение у человека (~ 10 Па) или разрушение самолётных конструкций (~ 10Па). Измерение З. д. производится с помощью микрофонов давления, градуировка которых осуществляется по эталону, калибруемому в свою очередь так называем методом диска Рэлея в трубе-резонаторе. См. также Давление звука.

звуковое поле — область пространства, в которой распространяются звуковые волны. Понятие З. п. обычно используется для областей, расположенных вдали от источника звука, размеры которых существенно больше длины волны {{λ}} звука. Уравнение, описывающее распространение волн в З. п. (волновое уравнение), имеет вид д2{{φ}}/ дt2 = a2{{Δφ}}, {{φ}} — потенциал скорости, a — скорость звука. При этом вектор колебательной скорости (скорости движения частиц среды относительно положения равновесия при прохождении звуковой волны) v = grad{{φ}}, а звуковое давление p = {{ρ}}0д{{φ}}/дt (здесь {{ρ}}0 — плотность невозмущенной среды). Простейшим примером З. п. является поле плоской волны, потенциал которой в случае гармонической волны имеет вид {{φ}} = A0exp[i({{ω±}}kx)], где A0 — амплитуда, k — волновое число, {{ω}} — круговая частота; знак плюс соответствует волне, бегущей в направлении оси х, минус — в противоположном направлении. В этом случае звуковое давление и колебательная скорость волны находятся в фазе, не меняются по амплитуде и связаны соотношением p/υ = {{ρ}}0a; величину {{ρ}}0a называют волновым сопротивлением среды (см. Импеданс акустический). В случае З. п. со сферической волной потенциал имеет вид {{φ}} = (A0/r)exp[i({{ω±}}kx)] (плюс — для сходящейся, минус — для расходящейся сферической волны), амплитуда колебаний уменьшается пропорционально расстоянию r от источника звука, скорость отстаёт по фазе от давления на некоторый угол, определяемый соотношением между r и {{λ}}. При r > > {{λ}}, то есть в так называем волновой зоне, давление и скорость находятся в фазе. Вдали от источника звука З. п. может быть представлено в виде поля от точечного источника (см. Источники и стоки). Если в некотором объёме {{τ}} непрерывно распределены источники звука с производительностью Q(xi,t) (xi — координаты точки в объёме {{τ}}, то на больших расстояниях r от этого объёма потенциал скорости определяется выражением

{{формула}}

Таким образом З. п. в момент времени t определяется производительностью источника в момент t-r/a.

Измерение З. п. излучателей производят в заглушённых камерах в условиях, близких к свободному открытому пространству.

А. Г. Мунин.

Е. И. Зеленко.

звуковой барьер — резкое увеличение сопротивления аэродинамического летательного аппарата при Маха числах полёта M{{}}, несколько превышающих критическое число M*. Причина состоит в том, что при числах M{{}} > M* наступает волновой кризис, сопровождающийся появлением волнового сопротивления. Коэффициент волнового сопротивления летательных аппаратов очень быстро возрастает с ростом числа M, начиная с M{{}} = M*.

Наличие З. б. затрудняет достижение скорости полёта, равной скорости звука, и последующего перехода к сверхзвуковому полёту. Для этого оказалось необходимым создать самолёты с тонкими стреловидными крыльями, что позволило значительно снизить сопротивление, и реактивными двигателями, у которых с ростом скорости тяга возрастает.

В СССР скорость, равная скорости звука, впервые была достигнута на самолёте Ла-176 в 1948.

звуковой удар — акустическое явление, возникающее при распространении а атмосфере Земли ударных волн, создаваемых самолётом при полёте со сверхзвуковой скоростью. Область распространения возмущений от летящего со сверхзвуковой скоростью летательного аппарата в атмосфере обычно ограничена поверхностью головной волны от носика фюзеляжа, за которой следуют ударные волны разной интенсивности от другие частей самолёта (от крыла, хвостового оперения, мотогондол и т. д.). Поскольку более интенсивные ударные волны распространяются в атмосфере с большей скоростью, то они догоняют менее интенсивные, сливаясь с ними по мере удаления от летательного аппарата, и в дальней зоне (или на поверхности Земли при полёте на сравнительно больших высотах) в атмосфере остаются только 2 ударные волны: головная и хвостовая с линейным профилем падения давления между ними (рис. 1), что обычно воспринимается как двойной хлопок. Это так называем N-образная волна давления.

З. у. зависит от формы летательного аппарата, его размеров, режима полёта, состояния атмосферы, рельефа местности и т. д. Это явление не поддаётся полному моделированию в лабораторных условиях. Влияние отдельных факторов на З. у. изучается экспериментально при полётах сверхзвуковых самолётов и в аэродинамических трубах. Влияние З. у. на человека и животных изучается на специальных экспериментальных установках, имитирующих З. у. Теоретические методы исследования З. у. основаны главным образом на геометрической акустике, но с учётом нелинейных эффектов. Согласно теории З. у. возмущения, исходящие от самолёта в какой-либо момент времени, распространяются вдоль звуковых (или характеристических) лучей, образующих в пространстве некоторую коническую поверхность (см. Маха конус). Вследствие неоднородности атмосферы лучи искривляются, так что некоторые из них уходят в верхние слои атмосферы, не достигая поверхности Земли. Благодаря отражению лучей зона слышимости З. у. (зона AB на рис. 2) ограничена в боковом направлении по отношению к трассе полёта. Ширина этой зоны в зависимости от состояния атмосферы и режима полёта самолёта составляет 8—10 высот полёта. Отражением лучей объясняется также отсутствие З. у. на поверхности Земли при полёте самолёта с небольшой сверхзвуковой скоростью. При разгоне, развороте к других манёврах самолета возможно образование каустики, вблизи которой происходит локальное повышение избыточного давления из-за наложения волн давления друг на друга.

Интенсивность З. у. (см. Интенсивность звука) невелика и имеет порядок 0,1% от атмосферного давления при продолжительности нескольких десятых долей секунды. Однако внезапность, с которой человек воспринимает З. у., может вызывать у него отрицательную реакцию (испуг).

Лит.: [Жилин Ю. Л.], Звуковой удар, в кн.: Авиационная акустика, М., 197З

Ю. Л. Жилин. С. Л. Чернышёв.

Рис. 1. Зависимость избыточного давления p от времени i в ближней (1) и дальней (2) зонах.

Рис. 2. Проекция траекторий звуковых на плоскость, нормальную вектору скорости полета.

звукоизоляция в летательных аппаратах — обеспечивает в них допустимые в соответствии с нормативными требованиями уровни шума при заданном акустическом нагружении внешней поверхности (см. Нормы шума). Как правило, З. выполняется в виде многослойных звукоизолирующих конструкций, включающих слои с высокой отражающей способностью (так называем стенки), слои звукопоглощающих материалов и воздушные промежутки. Наиболее широко используются двухстенные звукоизолирующие конструкции (см. рис.): функции одной стенки выполняет обшивка фюзеляжа, другой — панели интерьера, Требуемое ослабление передаваемой в салон звуковой энергии достигается установкой звукоизолирующих конструкций разной эффективности в соответствии с действующими на внешнюю поверхность фюзеляжа акустическими нагрузками.

Схема типовой звукоизолирующей конструкции салона летательного аппарата: 1 — обшивка фюзеляжа; 2 — воздушные промежутки; 3 — слои звукопоглощающих материалов; 4 — силовой элемент (шпангоут); 5 — виброизоляция; 6 — панель интерьера.

звукопоглощающие материалы — материалы, в которых осуществляется необратимый переход звуковой энергии в тепловую. В составе звукоизолирующих и звукопоглощающих конструкций З. м. используются в авиации для снижения уровней шума в пассажирском салоне, кабине экипажа и отсеках летательного аппарата (см. Звукоизоляция). Наиболее широкое распространение получили лёгкие З. м. из супертонкого волокна на основе стекла, капрона н базальта в виде холстов или стёганых матов разной толщины. Акустические свойства рыхловолокнистого материала зависят от типа и толщины волокна, от объёмной плотности материала, определяемой степенью его поджатия. Параметрами, определяющими акустические свойства рыхловолокнистых З. м., являются постоянная распространения и волновое сопротивление (см. Импеданс акустический).

Зеленко Екатерина Ивановна (1916—1941) — советская лётчица, старший лейтенант, Герой Советского Союза (1990, посмертно). Окончила Оренбургскую Военную авиационную школу лётчиков (1934). Летала на самолётах 7 типов.

Наряду со службой в авиачасти испытывала самолёты и авиационное оборудование. Участвовала в советско-финляндской войне. Входила в состав группы лётчиков, проводивших войсковые испытания ближнего бомбардировщика Су-2. Участница Великой Отечественной войны. Совершила 40 боевых вылетов. 12 сентября 1941 вела на бомбардировщике неравный бой с 7 истребителями противника, сбила один из них, а другой уничтожила тараном. Погибла. Это первый в истории авиации воздушный таран, совершённый женщиной. Награждена орденами Ленина, Красного Знамени. Бронзовый бюст в с. Анастасьевка Сумской области. Её именем название одна из малых планет.

Е. И. Зеленко.

земная скорость — скорость начала связанной системы координат летательного аппарат относительно какой-либо из земных систем координат.

“земной резонанс” вертолёта — самовозбуждающиеся связанные колебания лопастей винта вертолёта в плоскости его вращения и фюзеляжа или другой поддерживающей винт, конструкции, вызывающие перемещения втулки винта в плоскости его вращения. Колебания лопастей происходят из-за наличия вертикальных шарниров или собственно упругости (при бесшарнирном креплении), перемещения втулки в результате колебаний фюзеляжа вертолёта на шасси или упругих деформаций конструкции. Термин “З. р.” возник в связи с тем, что разрушения вертолётов и автожиров наиболее часто возникали на земле при колебаниях на шасси.

При работе на месте для одновинтового вертолёта возможны 2 зоны неустойчивости, соответствующие двум частотам собственно поперечных колебаний фюзеляжа на шасси: p1 ≈ 0,3{{ω}} и p2{{ω}}, где {{ω}} — максимальная частота вращения винта. Устранение “З. р.” в первом случае достигается одновременным увеличением демпфирования лопастей винта и шасси. Во втором случае, когда амортизаторы шасси не работают, увеличением демпфирования только в вертикальных шарнирах зона неустойчивости не устраняется. Достаточный запас от {{ω}} до нижней границы зоны неустойчивости обеспечивается за счёт подбора частот собственно колебаний фюзеляжа и лопастей.

На режимах движения вертолёта по земле (руление, разбег, пробег) появление “З. р.” возможно из-за снижения частот собственно колебаний в результате изменения динамической реакции катящегося пневматика. “З. р.” может возникнуть также при колебаниях вертолёта с отрывом пневматиков от земли. Появление “З. р.” возможно и в полёте, если частоты собственно колебаний конструкции меньше {{ω}}. При этом перемещения втулки в плоскости вращения вызываются упругими колебаниями фюзеляжа (при продольной схеме вертолёта), вала верхнего винта (при соосной схеме), крыла или фермы (при поперечной схеме), хвостовой балки (при одновинтовой схеме с рулевым винтом, имеющим шарниры, аналогичные вертикальным шарнирам несущего винта).

При расчётном определении границ зон неустойчивости движение лопастей может быть описано системой однородных линейных дифференциальных уравнений 2-го порядка с периодичным коэффициентом. При числе лопастей винта n{{≥}}3 они сводятся к уравнениям с постоянным коэффициентом Для n = 2 характерно наличие дополнительных зон неустойчивости. Исследование “З. р.” для них затруднено, так как переход к уравнениям с постоянными коэффициентами неизвестен.

Для подтверждения отсутствия “З. р.” проводят специальные испытания вертолёта, при которых обследуют все критические режимы его работы.

Лит.: Вертолеты. Расчет и проектирование, под ред. M. Л. Миля, кн. 2, М., 1967; “Земной резонанс” вертолетов, М., 1970 (Тр. ЦАГИ, №. 1087); Михеев Р. А., Расчет вертолетов на прочность, ч. 3, M., I973; Акимов А. И., Берестов, Л. М. Мнхеев Р. А., Летные испытания вертолетов, М., 1980.

Ю. А. Мягков. Э. В. Токарев.

зенитная артиллерия — вид артиллерии, предназначенный для уничтожения воздушных целей (самолётов, вертолётов и других летательных аппаратов). Применяется для защиты войск и объектов от ударов средств воздушного нападения противника. При необходимости З. а. используется для борьбы с наземным противником (танками). Организационно З. а. может входить в состав частей и соединений противовоздушной обороны сухопутных войск и Военно-морского флота.

Зарождение и развитие З. а. связано с появлением средств воздушного нападения. Первоначально стрельбу по самолётам вели из обычных 76-мм полевых, а также морских пушек, установленных на специальных станках. Одновременно разрабатывались зенитные пушки. В числе первых была создана 76-мм зенитная пушка (1914) русским конструктором Ф. Ф. Лендером на Путиловском заводе. В 1915—1916 для обеспечения стрельбы З. а. сконструированы и поступили на вооружение приборы (курсомеры, дальномеры), разработаны специальные таблицы для определения координат движущейся воздушной цели и поправок при ведении огня. В 1916 для обеспечения ночной стрельбы стали применяться зенитные прожекторы. Основной тактической единицей являлась батарея из 2—4 орудий. После Первой мировой войны в связи с бурным развитием авиации продолжался процесс быстрого количественного и качественного развития З. а. (см. табл.). В 30-е гг. в армиях были созданы зенитные орудия малого (20—60 ми), среднего (60—100 мм) и в некоторых странах — крупного (свыше 100 мм) калибра.

Во время Второй мировой войны эффективность З. а. возросла, что связано с применением снарядов с механическими и радиовзрывателями и с поступлением на вооружение станций орудийной наводки (СОН). В после военный период во всех развитых странах продолжалось совершенствование З. а. и средств управления огнём. Начальные скорости снарядов превысили 1000 м/с, скорострельность некоторых зенитных систем достигла 3000 выстрелов в 1 мин. Основным способом для З. а. стала стрельба по данным радиолокационных СОН. К 60-м гг. в связи с увеличением высот, скоростей и повышением манёвренности реактивной авиации эффективность огня З. а. (особенно среднего и крупного калибров) по таким целям заметно снизилась. Борьба с ними стала возлагаться на зенитные ракетные комплексы. Малокалиберная З. а. с её мобильностью, простотой обслуживания и надёжностью в бою остаётся на вооружении как средство борьбы с воздушными целями на малых высотах и в первую очередь при прикрытии войск; на вооружении многих армий имеются многоствольные зенитные установки преимущественно на самоходном шасси, которые оснащены радиолокациоными и счётно-решающими приборами, обеспечивающими ведение эффективного огня при любых погодных условиях. Такие установки применяются, как правило, совместно с лёгкими зенитными ракетными комплексами, что позволяет повысить эффективность борьбы зенитных средств с современными скоростными целями на малых высотах.

Лит.: Агренич А. А., Зенитная артиллерия, М., 1960; Латухин А. Н., Современная артиллерия, М., 1970; Андерсен Ю. А., Дрожжин А. И., Лозик П. М., Противовоздушная оборона сухопутных войск, М., 1979.

В. И. Шитников.

Табл. — Основные данные образцов зенитной артиллерии по этапам развития

Государство

Образец

Масса снаряда, кг

Начальная

скорость снаряда, м/с

Максимальная досягаемость, км

Скорострельность (выстрелов в 1 мин)

по высоте дальности

Начало Первой мировой войны

Великобритания

40-мм АЗП* “Виккерс”

0,91

610

4,6

7,1

150

Германия

75-мм ЗП**

5,5

625

6,3

11

13

Россия

76-мм ЗП

6,5

588

5,5

8,3

15

Франция

75-мм ЗП

7,2

529

6,5

11

15

Начало Второй мировой войны

СССР

25-мм АЗП

0,28

900

2

6

250

 

 

37-мм АЗП

0,732

908

6,5

8,5

180

 

 

76,2-мм ЗП

6,В1

813

9,25

14,6

15—20

 

 

85-мм ЗП

9,2

880

10,23

15,65

15—20

Великобритания

40-мм АЗП Mk2

0,91

823

5

9,87

120

 

 

94-vм ЗП Mk3

12,7

792

14

17

20

 

 

133-мм ЗП Mk2

36,25

854

17,38

24,6

7—10

Германия

20-мм АЗП

0,115

900

2

4,4

120—150

 

 

37-мм АЗП

0,635

820

4,2

6,4

60-70

 

 

88-мм ЗП

9

820

11

15

15-20

 

 

105-мм ЗП

15,1

880

12,8

17,7

До 15

США

40-мм АЗП M1

0,875

875

4,8

9,9

120

 

 

90-мм ЗП M2

10,6

670

10,79

17,7

25

 

 

120-мм ЗП М1

22,7

945

14,17

25,3

10-12

1980-е годы

СССР

57-мм спаренная самоходная ЗСУ-57-2

2,3

1000

5

12

350

 

 

57-мм АЗП

2,8

1000

5

12

120

 

 

100-мм ЗП

15,6

900

15

21

15

 

 

130-мм ЗП

33,4

970

19,5

27,5

12

США

20-мм 6-ствольная АЗП “Вулкан"

0,12

1050

2

5,4

3000

 

 

40-мм спаренная самоходная АЗП М42

0,96

875

4,8

9,9

240

Великобритания

20-мм АЗП Mk20

0,12

1100

2

7

2000

ФРГ

35-мм спаренная самоходная АЗП “Гепард”

0,55

1175

5,5

11

1100

АЗП — автоматическая зенитная пушка, ** ЗП — зенитная пушка,

зенитная управляемая ракета (ЗУР) — крылатая ракета класса “поверхность (земля, море) — воздух”; беспилотный управляемый летательный аппарат с реактивным двигателем для поражения с высокой эффективностью воздушных целей всех типов (самолёт, вертолёт, аэростат, дирижабль, крылатая ракета и др.); составная часть зенитного ракетного комплекса. К ЗУР относятся также противоракеты, предназначенные для поражения баллистических ракет.

Основные элементы ЗУР: планёр (корпус и аэродинамические поверхности), бортовая аппаратура управления и наведения (БАУН), взрыватели, боевая часть, реактивная двигательная установка. Боевая часть, БАУН и двигательная установка размещаются в корпусе. Аэродинамические поверхности планёра служат для удержания ЗУР на траектории наведения (или для изменения траектории полёта) и стабилизации ЗУР. В ЗУР некоторых типов, предназначенных для поражения воздушных целей на больших высотах (30—40 км и более), в дополнение к аэродинамическому управлению или вместо него применяются газодинамические рули. Аэродинамические схемы ЗУР могут быть различными (например, “нормальная”, “утка”), траектория полёта ЗУР, а также состав и принцип действия БАУН определяются методом и способом наведения. В ЗУР используются следующие способы наведения: теленаведение (командное и по лучу), самонаведение (активное, полуактивное, пассивное) и их сочетание (комбинированное наведение). БАУН совместно с наземными средствами или самостоятельно-(в зависимости от способа наведения) непрерывно определяет взаимное положение ЗУР и цели, рассчитывает отклонения от заданной траектории и вырабатывает команды управления. Основу БАУН во всех вариантах составляет автопилот, включающий датчики, преобразовательно-усилительные устройства и рулевые приводы. Боевая часть ЗУР может быть обычной или ядерной. Обычные боевые части ЗУР по принципу действия делятся на фугасные, осколочные, фугасно-осколочные, кумулятивные и др. Они могут быть направленного действия (в основном боевые части осколочного и фугасно-осколочного типов). Подрыв заряда осуществляется в районе цели с помощью взрывателя неконтактного типа, который по принципу действия может быть активного, полуактивного или пассивного типа. В отдельных типах ЗУР, предназначенных для поражения целей на небольших дальностях, могут устанавливаться контактные взрыватели. В двигательных установках ЗУР используются твердотопливные или жидкостные ракетные двигатели. Могут применяться также реактивные двигатели и других типов. По числу ступеней ЗУР бывают одно- и -двухступенчатые, а противоракеты — и трехступенчатые. Современные ЗУР противосамолётной обороны имеют стартовую массу от нескольких кг до нескольких т, максимальная скорость полёта до 1700 м/с, дальность полёта до 700 км, выcота полёта 30—40 км и более.

В СССР первая ЗУР была создана и испытана к середине 1948. В конце 40-х — начале 50-х гг. появились первые ЗУР и в ряде других стран (США, Великобритания, Франция).

В. И. Шитников.

Зимин Георгий Васильевич (р. 1912) — советкский военачальник, маршал авиации (1973), профессор (1974), доктор военных наук (1972), Герой Советского Союза (1943). В Советской Армии с 1931. Окончил Ленинградскую военно-теоретическую школу лётчиков (1933), Энгельсскую военную школу лётчиков (1935), Высшую военную академию (1948). Участник боёв в районе озера Хасан. Во время Великой Отечественной войны был командиром авиаполка, командиром авиадивизии. Совершил 249 боевых вылетов, сбил лично 18 самолётов противника и 20 в составе группы. После войны 1-й заместитель главнокомандующего противовоздушной обороной (1960—1966), начальник Военной командной академии противовоздушной обороны имени Г. К. Жукова (1966—1981). Депутат Верховного Совета СССР в 1958—1966. Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2-й степени, Кутузова 2-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Соч.: Истребители, М. 1988.

Г. В. Зимин.

змейка — фигура пилотажа: слитно выполненные противоположные развороты летательного аппарата на заданный угол в горизонтальной плоскости (см. рис.). После каждого разворота крен изменяется на противоположный.

знаки опознавательные — 1) З. о. гражданских самолётов (вертолетов) — обозначения, позволяющие определить национальную принадлежность летательного аппарата; обычно состоят из национальных (государственных) и регистрационных знаков. Стандарты, касающиеся этих знаков, содержатся в Приложении 7 к Чикагской конвенции 1944. Они были впервые приняты в 1949, в том же году вступили в силу. Национальные и регистрационные знаки летательных аппаратов представляют собой группы символов. Национальный знак выбирается из серии национальных знаков, включённых в позывные радиосвязи, которые выделяются государству регистрации летательных аппаратов Международным союзом электросвязи. Регистрационный знак состоит из букв, цифр или комбинации букв и цифр и присваивается летательному аппарату государством регистрации, Так, в качестве национальных знаков в США используется буква N, во Франции — F, в Испании — EC. Воздушным кодексом СССР предусматривалось присвоение гражданскому летательному аппарату государственно-регистрационного З. о., который наносился на летательный аппарат по правилам, устанавливавшимся Министерством гражданской авиации СССР. Гражданский летательный аппарат обозначались буквами русского алфавита “СССР”. На летательный аппарат, предназначенных для медико-санитарной службы, наносится также изображение Красного Креста или Красного Полумесяца. Национальный и регистрационный знаки должны быть чётко видимы и хорошо различимы. Они наносятся краской или любым другим способом, обеспечивающим высокую степень прочности, на нижнюю поверхность крыла или на боковые стороны фюзеляжа между крыльями и хвостовым оперением либо на вертикальные плоскости хвостового оперения. Знаки на крыльях имеют высоту не менее 50 см, на фюзеляже и на вертикальных поверхностях хвостового оперения — не менее 30 см. Все символы, составляющие знаки, выполняются сплошными линиями и таким цветом, который создаёт хорошую контрастность с фоном.

2) З. о. военных самолётов (вертолётов) — обозначения, позволяющие определить национальную принадлежность военного летательного аппарата, а также принадлежность летательного аппарата к тому или иному виду вооруженных сил, объединению, соединению, части (подразделению). Военно-воздушные силы каждой страны имеют свою систему знаков. З. о. национальной принадлежности имеют вид геометрических фигур (кругов, квадратов, полос, звёзд, крестов и др.) различной окраски, которые наносятся на крылья, боковые поверхности (борта) фюзеляжа, хвостовое вертикальное оперение самолёта. З. о. принадлежности к виду вооруженных сил имеются на летательном аппарате в большинстве государств. Например, знак US AIR FORCE (Военно-воздушные силы США) или US NAVY (Военно-морские силы США) наносится на обоих бортах фюзеляжа летательного аппарата, сверху на правой и снизу на левой поверхностях крыльев. Авиация Военно-морских сил Великобритании имеет на фюзеляжах самолётов знак ROYAL NAVY. Знаки принадлежности к объединению, соединению, части (подразделению) включают присвоенную им эмблему и группу условных цифр.

На рис. (стр. 240—242) приведены З. о. военных летательных аппаратов ряда государств, существовавших в 80-е гг.

Б. С. Левин, Н. Н. Смыслова, Г. М. Тавлинцев.

Опознавательные знаки военных самолётов (по состоянию на конец 1980-х гг.).

Австралия

Австрия

Албания

Алжир

Ангола

Аргентина

Афганистан

Бангладеш

Бельгия

Болгария

Боливия

Бразилия

Великобритания

Венгрия

Венесуэла

Вьетнам

Габон

Гватемала

ГДР

Гондурас

Греция

Дания

Египет

Заир

Замбия

Зимбабве

Израиль

Индия

Индонезия

Иордания

Ирак

Иран

Ирландия

Испания

Италия

ЮАР

Канада

Катар

Кения

Китай

Тайвань

Колумбия

КНДР

Республика Корея

Куба

Кувейт

Лаос

Ливия

Малайзия

Мали

Марокко

Мексика

Мозамбик

Монголия

НДРЙ

Нигерия

Нидерланды

Никарагуа

Новая Зеландия

Норвегия

ОАЭ

Оман

Пакистан

Парагвай

Перу

Польша

Португалия

Румыния

Сальвадор

Саудовская Аравия

Сингапур

Сирия

Сомали

СССР

США

Судан

Таиланд

Танзания

Того

Тунис

Турция

Уругвай

Филиппины

Финляндия

Франция

ФРГ

Чехословакия

Чили

Швейцария

Швеция

Шри-Ланка

Эквадор

Эфиопия

Югославия

ЮАР

Япония

зона выполнения — высота полета, на которой оболочка свободного или привязного аэростата или газовместилище дирижабля полностью наполнены подъёмным газом. Наибольший объём, который может занимать подъёмный газ в мягких дирижаблях, соответствует объёму их корпуса (оболочки дирижабля) . У полумягких и полужёстких дирижаблей объём газовместилища (газовый объём) меньше общего объёма корпуса на объём, занимаемый килем и другие устройствами, расположенными внутри корпуса и заполненными воздухом. Наибольший газовый объём жёстких каркасных дирижаблей на 7—10% меньше общего объёма корпуса из-за наличия воздушной прослойки между газовыми отсеками и наружной обтяжкой корпуса.

Отношение фактического объёма газа к газовому объёму называется степенью выполнения аэростата. Не полностью наполненный подъёмным газом аэростат называется невыполненным. Обычно аэростаты всех видов поднимаются с земли будучи не полностью выполненными, что определяется задаваемой высотой полёта (подъёма привязного аэростата).

зона испытательных полётов — воздушное пространство над сухопутной или водной территорией, предназначенное для проведения испытательных полётов. Размеры зон, их удаление от аэродрома устанавливаются в зависимости от типа летательного аппарата и условий базирования, а также с учётом требований безопасности (при непрерывном радиолокационном контроле — не менее 10 км от границ соседних зон и воздушных трасс). З. и. п., как правило, находятся под непрерывным радиолокационным контролем, содержат специальные маршруты и измерительные трассы, полёты по которым обеспечиваются наземными радиотехническими и электронно-оптическими средствами управления воздушным движением, а также средствами внешнетраекторных и радиотелеметрических измерений. В З. и. п. иногда организуются полигоны, над которыми проводятся испытания и отработка средств спасения, вооружения, сбрасываемой с борта техники.

зона ограничения полётов — воздушное пространство определенных размеров, в пределах которого полёты летательных аппаратов ограничены рядом условий (время, высота полёта и др.). Устанавливается государством в пределах национального воздушного пространства. В соответствии с Чикагской конвенцией 1944 в отношении регулярных международных воздушных сообщений предусмотренные в зоне ограничения должны применяться на единообразной основе к летательным аппаратам всех договаривающихся государств.

зона равновесия — высота, на которой вес аэростата (включая вес находящегося в нем подъёмного газа и воздуха) равен весу воздуха, вытесненного объёмом аэростата (см. Аэростатика). Если это равновесие нарушается, аэростат начинает перемещаться вверх или вниз. Чтобы увеличить высоту подъёма или прекратить спуск, сбрасывается часть балласта или нагревается газ внутри аэростата. Для уменьшения высоты необходимо выпустить часть газа через клапан или охладить газ.

Зубец Прокофий Филиппович (р. 1915) — советский конструктор авиационных двигателей, профессор (1972). доктор технических наук (1968), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1966). Окончил Московский авиационный институт (1939). С 1954 главный конструктор авиамоторостроительного завода в Казани. Под его руководством разработана модификация турбореактивного двигателя РД-3М-500 для самолёта Ту-104 и ряд других силовых установок различного назначения. Ленинская премия (1957), Государственная премия CCCP (1978), Награждён 2 орденами Ленина, орденом Отечественной войны 2-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом “Знак Почёта”, медалями. Портрет смотри на стр. 239.

П. Ф. Зубец.

“зубцы — совокупность последовательно чередующихся установившихся режимов набора высоты и снижения (длительность каждого 15—40 с); вид пилотирования при проведении лётных испытаний летательного аппарата. Выполняются около заданной высоты, поочерёдно, при максимальной и минимальной тяге двигателей. При этом выдерживаются на “З” неизменными скорость летательного аппарата (обычно задаются лётчику 8—12 её значений в допустимом диапазоне скоростей летательного аппарата) и угол наклона траектории. В течение всего времени выполнения “З.” конфигурация летательного аппарата остаётся неизменной.

Hosted by uCoz