Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»

В авиационных двигателях используется жидкое углеводородное топливо — бензин в поршневых двигателях и так называемое реактивное топливо (типа керосина) в газотурбинных двигателях (см. Топливо авиационное). В связи с истощением природных запасов нефти могут найти применение синтетические топлива, криогенные топлива (в 1988 в СССР создан экспериментальный самолёт Ту-155, использующий в качестве топлива водород и сжиженный газ), а также авиационные ядерные силовые установки. Создан ряд лёгких экспериментальных С., использующих энергию солнечных батарей (см. Солнечный самолёт), из которых наиболее известен «Солар челленджер» (США); на нём в 1981 был совершён перелёт Париж — Лондон. Продолжаются постройки демонстрационных С. с мускульным приводом воздушного винта (см. Мускулолёт). В 1988 дальность полёта на мускулолёте достигла около 120 км при скорости свыше 30 км/ч.

В начале 80 х гг. бомбардировщики стали вооружаться стратегическими крылатыми ракетами «воздух — поверхность» с дальностью пуска до 2500 км. На лёгких С. ракеты подвешиваются на наружных держателях, а на тяжёлых могут размещаться и внутри фюзеляжа (в том числе на вращающихся барабанах).

Рис. 1. Широкофюзеляжный пассажирский самолет Ил-96-300: 1 — радиолокационная станция: 2 — кабина экипажа; 3 — аварийный выход; 4 — туалеты; 5 — гардероб; 6 — грузовой люк; 7 — пассажирский салон на 66 мест; 8 — буфет-кухня с лифтом на нижнюю палубу; 9 — гондола двигателя; 10 — пилон; 11 — предкрылок; 12 — крыло; 13 — вертикальная законцовка крыла; 14 — внешний элерон; 15 — внешний закрылок; 16 — внутренний элерон; 17 — пассажирский салон на 234 места; 18 — багажная полка; 19 — грузовые люки; 20 — аварийный выход; 21 — гардероб; 22 — киль; 23 — руль направления; 24 — вспомогательная силовая установка; 25 — руль высоты; 26 — стабилизатор; 27 — туалеты; 28 — входная дверь; 29 — фюзеляж; 30 — грузы (в сетях); 31 — грузы (на поддонах в сетях); 32 — иллюминатор; 33 — тормозной щиток; 34 — внутренний закрылок; 35 — интерцептор; 36 — силовой набор крыла; 37 — створки мотогондолы; 38 — двигатель; 39 — топливные отсеки; 40 — основные опоры шасси; 41 — центроплан крыла; 42 — шпангоут; 43 — входная дверь; 44 — багажный контейнер; 45 — грузовой пол с вращающимися сферическими шасси; 46 — входная дверь: 47 — носовая опора.

Рис. 2. Истребитель МиГ-15: 1 — воздухозаборник; 2 — кабина лётчика; 3 — катапультное кресло; 4 — приёмник указателя скорости; 5 — элерон; 6 — топливный бак; 7 — двигатель; 8 — силовой набор фюзеляжа; 9 — антенна; 10 — киль; 11 — руль направления; 12 — триммер; 13 — руль высоты; 14 — стабилизатор; 15 — реактивное сопло; 16 — тормозной щиток; 17 — топливный бак; 18 — силовой набор крыла; 19 — основная опора шасси; 20 — носовая опора шасси; 21 — пушки.

«самолёт» — одно из первых советских авиастроительных предприятий. Берёт начало от завода, основанного в 1914 в Москве итальянским предпринимателем и конструктором Ф. Моска и строившего самолёты «Фарман IV» (французская модель) и «Моска» (собственная разработка). После национализации (1918) предприятие, ставшее Государственным авиационным заводом №5 и получившее позднее название «Самолёт», занималось ремонтом самолётов, в 1923 освоило изготовление учебного самолёта У-1 (его производство было затем передано на завод «Красный лётчик»), а в 1925 первым в стране приступило к серийному строительству цельнометаллических самолётов (Р-3). Награждено орденом Трудового Красного Знамени РСФСР (1923). В 1927 произошло разделение предприятия: персонал и оборудование, связанные с выпуском самолёта Р-3, передали на завод №22, а на старой территории был образован опытный завод №25, ставший производственно-технической базой КБ Н. Н. Поликарпова. Этим КБ, в котором работали также С. А. Кочеригин, А. Н. Рафаэлянц, В. П. Яценко, В. В. Никитин, М. К. Тихонравов и др., в 1927—1929 были созданы самолёты У-2, И-3, Р-5 (см. статью Поликарпова самолёты). В 1930 завод №25 вошёл в состав Московского авиационного завода №39.

самолёт вертикального взлёта и посадки (СВВП) — самолёт, имеющий, в отличие от обычного самолёта, взлетающего с разбегом, практически нулевую скорость отрыва при вертикальном взлёте и нулевую скорость приземления при вертикальной посадке относительно взлётно-посадочной площадки. При околонулевой скорости полёта аэродинамическая подъёмная сила крыла незначительна, поэтому необходимая для осуществления вертикального взлёта и посадки самолёта вертикальная подъёмная сила создаётся его силовой установкой (на взлете подъёмная тяга силовой установки на 10—20% превышает нормальный взлётный вес СВВП). В крейсерском полёте вес СВВП уравновешивается аэродинамической подъёмной силой, горизонтальная тяга обеспечивается той же силовой установкой.

СВВП могут иметь силовые установки различных типов: турбореактивные подъёмно-маршевые двигатели (ПМД) с поворотными устройствами, обеспечивающими отклонение вектора тяги ПМД на угол от 0{{°}} до 90—105{{°}} вверх от продольной оси самолёта; малоресурсные подъёмные двигатели с малой массой, которые работают при вертикальном взлёте и посадке и не используются на крейсерских режимах полёта; реактивные двигатели в поворотных гондолах на крыле или фюзеляже; турбовентиляторные агрегаты, эжекторные установки, которые размещаются в фюзеляже или крыле и работают на газе, отбираемом от маршевых двигателей; винтомоторные установки с поворотом на 90{{°}} от продольной оси СВВП всей винтомоторной группы или только воздушных винтов и др. Реактивные ПМД и подъёмные двигатели конструктивно проще и легче винтомоторных и эжекторных установок, турбовентиляторных агрегатов, но большие температуры и скорости истечения реактивных струй у этих двигателей приводят к повышению эрозии покрытия взлетно-посадочной полосы.

СВВП с единой силовой установкой содержат только ПМД, а СВВП с составной силовой установкой — как ПМД, так и подъёмные двигатели. СВВП с раздельной силовой установкой содержат маршевые двигатели, создающие горизонт, тягу, и подъёмные двигатели, обеспечивающие вертикальную тягу. ПМД СВВП с единой или составной силовой установкой используются для создания тяги как на режимах вертикального взлёта и посадки, так и на крейсерских режимах. Наиболее тяжёлой оказывается раздельная силовая установка СВВП с подъёмными двигателями, тяга которых несколько больше веса СВВП. ПМД обеспечивает улучшение манёвренных характеристик СВВП благодаря возможности использования поворота вектора тяги двигателей в полёте. Поворот вектора тяги вверх от продольной оси СВВП приводит к увеличению нормальной перегрузки и, как следствие, к уменьшению радиуса кривизны траектории движения СВВП при выполнении манёвров, а также к увеличению интенсивности его торможения. В дополнение к аэродинамическим рулям, которые неработоспособны на околонулевых скоростях, СВВП оснащаются газодинамической системой управления углами крена, тангажа и рыскания на режимах вертикального взлёта и посадки.

При компоновке СВВП с двигателями (или другими устройствами создания тяги), выходные устройства которых разнесены относительно центра масс самолёта, управляющие моменты создаются дифференциальным изменением вектора тяги двигателей, симметрично расположенных относительно центра масс, например посредством изменения режима работы двигателей или отклонения их поворотных устройств. В случае компоновки СВВП с выходными устройствами двигателей, расположенными вблизи центра масс, управляющие моменты создаются струйными рулями, которые, как правило, работают на сжатом воздухе, отбираемом от компрессора двигателя. Для увеличения управляющих моментов струйные рули разнесены по концам крыла и фюзеляжа (см. Газодинамическое управление).

Поскольку подъёмная тяга и управляющие моменты СВВП на режимах вертикального взлёта и посадки обеспечиваются силовой установкой, то для СВВП характерно увеличение относительной массы силовой установки и уменьшение относительной массы полезной нагрузки (топлива и груза). При взлёте с коротким разбегом полезная нагрузка самолёта такого типа может быть увеличена, а после израсходования топлива в полёте и сброса боевой нагрузки тяговооружённость может быть более единицы, и, следовательно, возможна вертикальная посадка (летательный аппарат с заложенными в него такими проектными возможностями может использоваться как СВВП и как самолёт короткого взлёта и вертикальной посадки).

Первые практические СВВП были созданы в 1960 х гг. (англиский «Харриер» фирмы «Хокер Сидли», советский Як-38 ОКБ А. С. Яковлева).

Для осуществления режима короткого взлёта необходимы значит, увеличение несущих свойств крыла и высокая тяговооружённость. Несущие свойства могут быть увеличены благодаря использованию энергетической механизации крыла (по сравнению с несущими свойствами крыла с обычной взлётно-посадочной механизацией). На СКВП нашли применение системы обдува крыла и закрылков струями двухконтурных или турбовинтовых двигателей. При обдуве верхней поверхности механизированного крыла струя поворачивается вслед за отклонённым закрылком (эффект Коандэ). При этом появляется вертикальная составляющая тяги двигателя, увеличивающая несущие свойства крыла. Кроме того, из-за воздействия струи на крыле возникает дополнительная аэродинамическая подъёмная сила (эффект суперциркуляции). Аналогичными причинами объясняется увеличение подъёмной силы при обдуве снизу струёй двигателей отклонённых щелевых закрылков. Увеличение несущих свойств крыла приводит к уменьшению скорости отрыва и длины разбега.

Возрастание лобового сопротивления самолёта (вследствие отклонения закрылков) и использование части тяги двигательной установки для создания вертикальной составляющей тяги обусловливают необходимость иметь более высокую по сравнению с обычными самолётами тяговооружённость.

При посадке закрылки и струя двигателя (при меньшей, чем на взлёте, тяге) отклоняются на больший угол, обеспечивая необходимую подъёмную силу при уменьшении посадочной скорости, что приводит к сокращению посадочной дистанции. СКВП должны иметь меньшую нагрузку на крыло, чем обычные самолёты. При базировании на традиционных аэродромах СКВП могут иметь большую целевую нагрузку или увеличенный запас топлива.

Важной проблемой для СКВП является обеспечение удовлетворительных характеристик устойчивости и управляемости на режимах взлёта и посадки. Меньшие взлётно-посадочные скорости, большие моменты тангажа, создающиеся при обдуве закрылков, особенности, возникающие при отказе двигателя (большие моменты крена и рысканья), требуют повышенной эффективности органов управления.

Режим короткого взлёта могут иметь также самолёты вертикального взлёта и посадки (СВВП). В этом случае самолёт может начать разбег при горизонтальном направлении вектора тяги подъёмно-маршевого двигателя. Перед отрывом самолёта от поверхности вектор тяги отклоняется на нужный угол, а после набора скорости снова принимает горизонтальное направление. Режим короткого взлёта по сравнению с вертикальным взлётом позволяет существенно увеличить целевую (боевую) нагрузку и запас топлива. При корабельном базировании при заданной длине разбега целевая нагрузка и запас топлива могут быть дополнительно увеличены путём использования трамплина для взлёта.

К СКВП относятся транспортный самолёт Ан-72 и американские экспериментальные самолёты Боинг YC-14 и Макдоннелл-Дуглас YC-15.

К. Г. Микеладзе

самолет радиолокационного дозора и наведения — самолёт, оснащённый радиолокационной станцией кругового обзора, средствами обработки и передачи информации и средствами наведения. Предназначается для получения, обработки и передачи информации о воздушной обстановке на наземные (корабельные) командные пункты и наведения истребителей-перехватчиков на воздушные цели. С. р. д. и н. могут использоваться для обнаружения наземных (надводных) целей, наведения на них ударных летательных аппаратов, а также для управления воздушным движением. Преимущества С. р. д. и н. перед наземными (корабельными) радиолокационными станциями: практическое отсутствие ограничения дальности обнаружения воздушных целей по высоте полёта, высокая мобильность, меньшая уязвимость от различных средств поражения.

В состав оборудования С. р. д. и н. входят импульсно-доплеровская радиолокационная станция обнаружения, радиолокационная система опознавания, ЭВМ обработки данных, аппаратура отображения воздушной обстановки и наведения истребителей, связи и передачи данных, навигации, встроенного контроля и т. п. С. р. д. и н. подразделяют: по месту базирования — на палубные и наземного базирования; по компоновке — на самолёты с внутрифюзеляжным и наружным (см. рис.) размещением антенны радиолокационной станции. С. р. д. и н. создаются на базе серийных пассажирских, военно-транспортных, противолодочных и других самолётов с большой продолжительностью полёта. Особенности конструкции С. р. д. и н. связаны с необходимостью размещения крупногабаритных антенн (площадь от 4 до 10 м²), дополнительных топливных баков, сложного радиоэлектронного оборудования (масса от 4 до 16 т), многочисленного экипажа (от 5 до 17 человек) и обеспечения большой длительности патрулирования (14—15 ч).

Первые С. р. д. и н. были разработаны в 50 х гг. Основные зарубежные С. р. д. и н. 80 х гг. — Грумман Е-2С, Боинг Е-3 (США), А-50 (СССР).

С. С. Руденко

Размещение радиоэлектронного оборудования на самолёте Е-ЗА с наружной антенной радиолокационной станции: 1 — пульт управления аппаратурой связи; 2 — аппаратура связи; 3 — ЭВМ обработки данных; 4 — пульт оператора ЭВМ; 5 — аппаратура отображения и наведения; 6 — пульт дежурного офицера; 7 — пульт технического обслуживания; 8 — приёмник и цифровой вычислитель радиолокационной станции; 9 — коротковолновые антенны; 10 — антенна радиолокационной станции; 11 — антенны системы опознавания и УКВ связи; 12 — аппаратура опознавания; 13 — передающее устройство радиолокационной станции.

Требуемый характер изменения геометрических характеристик крыла (удлинение, угол стреловидности {{}}, относительная толщина) и связанных ними аэродинамическими и лётно-техническими характеристик обеспечивается изменением угла стреловидности в плоскости от режима полёта (рис. 2).

Поворот консолей крыла, однако, сопряжен со значительным смещением фокуса аэродинамического. Это неблагоприятное явление, затрудняющее балансировку летательного аппарата и ухудшающее его устойчивость и управляемость, устраняется размещением поворотного шарнира вне фюзеляжа в неподвижном наплыве (Рис. 3). Конструктивные особенности С. с к. и. в. п. с. — наличие поворотного шарнира, привода поворота консолей, относительно большое строительное удлинение консолей крыла, наличие поворотных подкрыльевых пилонов для размещения подвесного вооружения (чтобы при изменении стреловидности крыла сохранить их ориентацию по потоку) — приводят к увеличению массы конструкции по сравнению с самолётом, имеющим неподвижное крыло, и выигрыши в дальности полёта и манёвренных характеристиках несколько снижаются. Особенностью управления С. с к. и. в п. с. является комбинированное использование интерцепторов (при малой стреловидности) и дифференциальное отклонение стабилизатора (в основном при большой стреловидности) для создания крена.

Первые серийные С. с. к. и. в п. с. — Дженерал дайнемикс F-111A (США) — см. рис. в таблице XXXIV и МиГ-23 (СССР) — см. рис. в таблице XXVIII.

Рис. 1. Изменение конфигурации самолёта в зависимости от высоты H полета и M{{_}}: 1 — взлёт, посадка; 2 — крейсерский режим полёта; 3 — маневр; 4 — сверхзвуковой бросок; 5 — сверхзвуковой полёт на большой высоте. Сплошная кривая ограничивает область допустимых режимов полёта. На вставке — зависимости удлинения {{}} и относительной толщины {{с}} крыла от угла стреловидности {{}}.

Рис. 2. Зависимости максимального значения аэродинамического качества K_max перегрузки n_{y уст}, в установившемся полёте при максимальной тяге двигателей от M{{_}} при различных значениях {{}} (точки — результаты экспериментов).

Рис. 3. Зависимость разности относительных координат {{}} = {{x}}F{{_}} — {{x}}F{{_}} = 15{{°}} положения аэродинамического фокуса {{}} при различных относительных смещениях z{{_}} центра вращения шарнира: 1 — z{{_}} = 0,17; 2 — {{z_}} = 0,3.