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

Система необратимого Б. у. с переходом на НРУ. Этот тип системы управления (рис. 3) фактически представляет собой комбинацию двух типов систем управления, которые поочерёдно используются в зависимости от состояния системы управления. При этом основной системой в рамках этой структуры является система НБУ, а резервной — НРУ, на которое осуществляется автоматический переход в случае отказа НБУ. Такая система содержит все элементы, присущие как НБУ, так и НРУ (РП с устройствами перехода на НРУ, загрузочное устройство, аэродинамический триммер, механизм триммерного эффекта и др.).

Поэтому на летательном аппарате должны отрабатываться две разнотипные системы управления, и при этом необходимо обеспечить надёжный и безударный переход с НБУ на НРУ (см. Совмещённое управление). В связи с этим механизмы системы НБУ (РП, загрузочное устройство) должны быть оборудованы надежными средствами их отключения при переходе на НРУ. Если же в систему НБУ входят устройства автоматизации управления (например, демпферы), то и они при переходе на НРУ должны отключаться. При этом все отключения должны осуществляться синхронно. Эксплуатационные возможности летательного аппарата, оборудованного НБУ с переходом на НРУ, ограничиваются по условиям безопасности областью режимов полета, в которой летательный аппарат может безопасно эксплуатироваться прежде всего на НРУ. В системах ОБУ и НБУ с переходом на НРУ основной вклад, в обеспечение надёжного управления вносит система НРУ как наиболее отработанная. Надёжность НБУ без перехода на НРУ достигается в основном за счёт многократного резервирования РП и их систем питания. Резервирование позволяет сохранить работоспособность системы после двух и более отказов её основных элементов; в существующих системах получен высокий уровень надёжности НБУ (вероятность отказа менее 1*10^-9 на 1 ч полёта). Это позволило успешно применять НБУ не только на военных самолётах, снабженных средствами спасения экипажа, но и на пассажирских самолётах (Ту-154, Ил-86 и др.).

Рис. 1. Структурная схема обратимого бустерного управления: 1 — рычаг управления; 2 — рулевой привод с устройством окольцовывания 3; 4 — орган управления; 5 — триммер; 6 — цепь управления триммером; 7 — гидравлическая система.

Рис. 2. Структурная схема необратимого буферного управления без перехода на ручное управление: 1 — рычаг управления; 2 — рулевой привод; 3 —орган управления; 4 — гидравлическая система; 5 — устройство загрузки рычага управления; 6 — механизм триммерного эффекта; 7 — цепь управления механизмом.

Рис. 3. Структурная схема необратимого бустерного управления с переходом на непосредственно ручное управление: 1 — рычаг управления; 2 — кнопка управления триммером в режиме непосредственного ручного управления; 3 — цепь автоматического управления триммером в режиме необратимого бустерного управления; 4 — рулевой привод с устройством окольцовывания 5; 6 — орган управления; 7 — триммер; 8 — гидравлическая система; 9 — устройство загрузки рычага управления; 10 — устройство отключения загрузки рычага управления; 11 — механизм триммерного эффекта и цепь 12 управления этим механизмом в режиме необратимого бустерного управления.

Б. Л. Бухгольц.

Р. Э. Бэрд.

Соч.: Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения, М. 1979; Динамика самолета. Пространственное движение, М., 1983 (обе совместно с Р. В. Студневым).

Г. С. Бюшгенс.

вакуумная аэродинамическая труба — аэродинамическая труба, работающая при низких давлениях. Рабочий газ поступает из баллона или атмосферы через регулятор давления, подогреватель и сопло в окружённую вакуумной камерой рабочую часть (см. рис.), где размещается модель летательного аппарата с поддерживающими её устройствами и измерительная, аппаратура. Иногда за рабочей частью устанавливают цилиндрический диффузор. Откачка газа из В. а. т. до давления 1—10^-2 Па (10^-2—10^-4 мм рт. ст.) производится вакуумной системой, состоящей обычно из устанавливаемых последовательно механических (форвакуумных) и паромасляных насосов. Большие перспективы открывает использование в В. а. т. криогенных насосов, которые, по сравнению с паромасляными и вакуумными насосами других типов, потребляют меньшую мощность и имеют меньшие габариты при одинаковой производительности. В В. а. т. с такими насосами может быть реализован как стационарный режим работы с небольшим расходом газа, так и импульсный — со временем работы 0,1—5 с и увеличенным в 10 раз и более расходом.

Степень разрежённости газа в рабочей части характеризуется Кнудсена числом Kn. Обычные В. а. т. работают в области переходных режимов течения (0,25 < Kn < 10) и режимов со скольжением (10^-3 < Kn < 0,25; смотри Разреженных газов динамика). При получении потоков разрежённого газа с помощью Лаваля сопла в его расширяющейся части быстро нарастает пограничный слой, который препятствует реализации режима. Эту трудность обходят путём использования так называемых недорасширенных сопел или диафрагм. Заметное уменьшение толщины пограничного слоя можно получить, используя отсос пограничного слоя.

Для получения потоков газа с числам Kn > 10 используются установки со свободномолекулярным пучком, отличающиеся от собственно В. а. т. тем, что в их рабочей камере устанавливаются поперечные перегородки — сепаратор и система коллиматоров — с отверстиями для прохождения потока. Из разогнанного в сопле газа выделяется свободномолекулярный пучок со скоростями, одинаковыми по направлению и модулю. При этом большая часть газа, вытекающего из сопла, откачивается одной группой насосов до давления ~ (1—10^-2) Па, а собственно свободномолекулярный пучок — другой группой до давления (10^-2—10^-4) Па.

Для измерения давления в вакуумных магистралях и в рабочей части применяются различные типы вакуумметров, наиболее распространёнными из которых являются термопарные и ионизационные. Для измерений аэродинамических сил и моментов применяются весы аэродинамические с размером отсчёта до долей мг. Визуализацию течений проводят с помощью тлеющего разряда и электронного пучка.

Схема вакуумной аэродинамической трубы: 1 — баллон с рабочим газом; 2 — регулятор давления; 3 — подогреватель; 4 — сопло; 5 — рабочая часть; 6 — диффузор; 7 — холодильник; 8 — вакуумная ёмкость; 9 — высоковакуумные насосы; 10 —форвакуумные насосы.

Соч.: Вероятностное описание случайного процесса движения разреженного газа, «Доклады АН СССР». 1965. т. 162, №2.

П. А.Вальтер.

Главным в В. к. 1929 является определение порядка и пределов ответственности перевозчика за вред, причинённый в результате смерти пассажира или нанесения ему телесного повреждения, в случае уничтожения, утери или повреждения багажа и груза, а также за просрочку в их доставке (см. также Ответственность имущественная).

В 1955 был заключён Гаагский протокол о поправках к В. к. 1929 (его участниками на 1 января 1990 являлись 109 государств, в том числе СССР). Протокол внёс в В. к. 1929 ряд поправок, направленных на упрощение формы перевозочных документов и порядка их использования. В протоколе предусматривается, что перевозчик не может ссылаться на положения В. к. 1929, освобождающие его от ответственности или ограничивающие её, если в билете будет отсутствовать уведомление о применимости к данной перевозке В. к. 1929 (аналогичные положения в самой конвенции относились только к багажу и грузу). Уточнены сроки предъявления претензий к перевозчику.

Некоторые государства являются одновременно участниками В. к. 1929 и Гаагского протокола. В. к. 1929 и Гаагский протокол образуют так называемую Варшавско-Гаагскую систему ответственности при международных воздушных перевозках, носящую, по существу, универсальный характер. Для государств — участников обоих этих актов В. к. 1929 и Гаагский протокол должны рассматриваться как единый документ «Варшавская конвенция с изменениями, внесенными в Гааге в 1955».

Гаагский протокол применяется только к такой международной перевозке, которая осуществляется между государствами — участниками этого протокола или между пунктами на территории одного государства-участника, если предусмотрена остановка в другом государстве. Если перевозка начинается или заканчивается в государстве, являющемся участником только В. к. 1929, то она применяется без учета изменений, внесённых Гаагским протоколом.

В 1961 была заключена Гвадалахарская конвенция, дополняющая В. к. 1929. На 1 января 1990 её участниками являлись 66 государств (СССР с 1983). В Гвадалахарской конвенции под Варшавской конвенцией понимается либо В. к. 1929, либо В. к. 1929 с изменениями, внесёнными Гаагским протоколом 1955 (в зависимости от того, каким из этих документов регулируется та или иная перевозка по договору перевозки). Гвадалахарская. конвенция вводит понятия «перевозчик по договору» и «фактический перевозчик», имея в виду перевозчика, заключившего договор перевозки, и перевозчика, уполномоченного им осуществлять всю перевозку или её часть. Фактический перевозчик приравнивается к перевозчику по договору (например, при аренде воздушных судов, по некоторым видам чартеров); устанавливается их солидарная ответственность перед пассажирами, отправителями и получателями. Действия или бездействие перевозчика по договору не могут налагать на фактического перевозчика ответственность, превышающую пределы, предусмотренные В. к. 1929, в том числе в случае заключения перевозчиком по договору особых соглашений по этому вопросу.

А. Б. Васенко.

А. А. Васильев.

В. П. Васин.

Основанию опытного конструкторского бюро в 1939 предшествовала разработка в Московском авиационном институте проекта авиационного поршневого двигателя М-250, первый экземпляр которого был построен в 1941. Работы опытного конструкторское бюро по доводке и модернизации двигателя М-250 (1941—1951) завершились созданием двигателя ВД-4К, который в 1951 прошёл государственные стендовые и лётные (на самолёте Ту-85) испытания и был запущен в серийное производство. ВД-4К представляет собой комбинированную силовую установку, состоящую из 24-цилиндрового поршневого двигателя с жидкостным охлаждением и с непосредственным впрыском в цилиндры лёгкого топлива, трёх импульсных турбин, использующих кинетическую энергию выпускных газов и передающих мощность непосредственно на вал винта, и турбокомпрессора с регулируемым реактивным соплом. Турбокомпрессор установлен отдельно от двигателя и соединён с ним воздушными и газовыми коммуникациями. Мощность передаётся на вал винта через одновальный планетарный редуктор. В носке редуктора — вентилятор для обдува радиаторных установок и газовых коммуникаций. Высотность двигателя обеспечивается совместной работой нагнетателя турбокомпрессора и нагнетателя, приводимого от двигателя. Управление осуществляется автоматически с помощью подвижного конуса реактивного сопла и заслонки перепуска газов, а также вручную дросселем малого газа. Термодинамическая схема двигателя обеспечила получение высокой экономичности — удельный расход топлива 0,251 кг/(кВт*ч). ВД-4К стал самым экономичным среди отечественных и зарубежных авиационных двигателей.

С 1952 опытное конструкторское бюро работает над созданием турбореактивного двигателя. Первый из них — одноконтурный ВД-7Б. Двигатель состоит из осевого девятиступенчатого компрессора, прямоточной камеры сгорания трубчато-кольцевого типа, двухступенчатой турбины и нерегулируемого реактивного сопла. Тяга на взлётном режиме 93,2 кН, удельный расход топлива 0,082 кг/(Н*ч), расход воздуха 176 кг/с, максимальная степень повышения давления в компрессоре 11,2. В двигателе применены принципиально новые для того времени технические решения ряда узлов и систем: высоконапорный компрессор с малым числом ступеней, первая сверхзвуковая ступень компрессора, регулируемый входной направляющий аппарат, регулирование режимов по приведённой частоте вращения. Двигатель устанавливался на самолёте 3М конструкции В. М. Мясищева. Серийно выпускался в 1958—1967.

Следующий двигатель, созданный опытным конструкторским бюро, — ВД-7М (модификация ВД-7Б, отличающаяся от него главным образом наличием форсажной камеры). Максимальная тяга на бесфорсажном режиме у земли у ВД-7М возросла по сравнению с ВД-7Б до 103 кН благодаря повышению температуры газа перед турбиной и увеличению расхода воздуха вследствие раскрытия входного направляющего аппарата. Степень форсажа 1,52. Управление двигателем на всех режимах осуществляется единым рычагом управления. Регулирование на форсажных режимах производится по закону сохранения постоянства степени расширения газов в турбине. Серийно выпускался в 1960—1965.

РД-7М2 — следующая модификация ВД-7Б. В двигателе увеличена максимальная приведённая частота вращения, введена более производительная первая ступень компрессора, раскрыт входной направляющий аппарат, увеличена температура газов в форсажной камере, введено сверхзвуковое регулируемое сопло. Благодаря этим изменениям существенно повышена тяга; что позволило увеличить максимальную скорость полёта самолёта Ту-22, на котором устанавливался двигатель, и улучшить другие лётно-технические характеристики (тяга РД-7М2 на взлётном режиме с форсажем 157 кН). Двигатель серийно выпускался в 1965—1977.

С 1965 опытное конструкторское бюро работает над двигателями для сверхзвуковых самолётов, имеющих крейсерскую скорость полёта 2000—3000 км/ч. К таким двигателям относится РД36-41, созданный для самолётов многоцелевого назначения с длительным режимом сверхзвукового полёта (M{{_∞}} = 3) с тягой на взлётном режиме 162 кН. Двигатель имеет одновальный 11-ступенчатый компрессор со сверхзвуковой первой ступенью, кольцевым корпусом, барабанно-дисковым ротором. Входной направляющий аппарат, направляющие аппараты 1—4 й и 7—10 й ступеней компрессора выполнены поворотными с управлением по приведённой частоте вращения. Камера сгорания трубчато-кольцевой схемы. Двухступенчатая турбина имеет воздушное охлаждение сопловых аппаратов обеих ступеней, рабочих лопаток первой ступени, дисков и корпусов. Система охлаждения — регулируемая. Для повышения коэффициента полезного действия турбины применены сотовые уплотнения в радиальных зазорах над рабочими лопатками и в уплотнениях между ступенями. Форсажная камера имеет низкие гидравлические потери и высокую полноту сгорания при сравнительно короткой длине. К её особенностям относятся: фронтовое устройство, состоящее из трёх кольцевых V-образных стабилизаторов; трёхкаскадная система топливопитания, поддерживающая оптимальное давление топлива перед форсунками во всём диапазоне расхода топлива; розжиг, осуществляемый с помощью факельного воспламенения топлива; внутреннее охлаждение камеры, обеспечиваемое гофрированным перфорированным экраном, установленным по всей длине камеры. Сопло двигателя — всережимное с регулированием площади критического сечения, имеет три ряда подвижных створок, управляемых шестью силовыми цилиндрами, и неподвижную обечайку, которая обеспечивает внешнее обтекание сопла.

Для сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144Д создан одновальный бесфорсажный турбореактивный двигатель РД36-51А, обеспечивающий минимально возможные удельные расходы топлива на режиме сверхзвукового крейсерского полёта и потребную тягу на режимах трансзвукового разгона при достаточной экономичности на крейсерских дозвуковых режимах полёта. Взлётная тяга 196 кН, удельный расход топлива 0,09 кг/(Н*ч), расход воздуха 279 кг/с. Компрессор двигателя 14-ступенчатый со сверхзвуковой первой ступенью. Рабочие лопатки первых трёх ступеней имеют антивибрационные полки. Регулирование компрессора производится по приведённой частоте вращения направляющими аппаратами пяти передних и пяти задних ступеней.

Корпус и ротор компрессора, а также гидравлическая часть камеры сгорания выполнены по традиционным для опытного конструкторского бюро схемам. Силовая схема камеры конструктивно выполнена на одной опоре. К конструктивным особенностям трёхступенчатой турбины двигателя относятся: расположение ротора между опорами; упругое демпфирующее устройство с гибкими элементами в опоре; коническая форма вала.

На двигателе применено всережимное сверхзвуковое сопло с центральным телом. Регулирование площади критического и выходного сечений сопла осуществляется перемещением в осевом направлении конуса центрального тела относительно неподвижной профилированной наружной обечайки. Конус управляется следящим силовым гидроцилиндром двустороннего действия. Площадь критического сечения сопла изменяется по положению рычага управления двигателем. Двигатель имеет систему струйного шумоглушения, подающую воздух в газовый поток через отверстия в центральном теле. С целью уменьшения габаритов двигателя и удовлетворения ряда эксплуатационных требований привод самолётных агрегатов выполнен отдельным узлом, размещённым в отсеке крыла. Мощность на этот привод подводится через карданный вал либо от ротора двигателя, либо от воздушной турбины, установленной на двигателе и имеющей независимое от него питание сжатым воздухом. Раскрутка двигателя при запуске производится от той же воздушной турбины. Двигатель РД36-51А прошёл государственные стендовые и лётные (на самолёте Ту-144Д) испытания.

С 1965 в опытном конструкторском бюро ведутся также разработки подъёмных двигателей для самолётов укороченного и вертикального взлёта и посадки. Создано несколько модификаций для самолётов Су, МиГ, Ан.

В 1969 опытное конструкторское бюро разрабатывает подъёмный двигатель РД36-35ФВ для самолета вертикального взлета и посадки Як-38. Ряд оригинальных конструкторских решений в сочетании с применением лёгких материалов позволил создать малогабаритный двигатель с низкой удельной массой. Двигатель имеет осевой шестиступенчатый компрессор, первая ступень которого — сверхзвуковая с щелевой проставкой, обеспечивающей устойчивую работу компрессора без механизации. Камера сгорания двигателя — прямоточная, кольцевая, короткая (отношение длины к диаметру 1,8), турбина — одноступенчатая с охлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками, сопло — кольцевое, сужающееся, поворотное. Ротор компрессора и турбины — двухопорный. В передней опоре ротора расположен упругий демпфер с втулкой трения, поглощающий вибрации ротора. Система смазки — неприводная, автоматическая, циркуляционная. Топливный насос располагается в коке двигателя и приводится непосредственно от ротора. Запуск двигателя на земле производится при раскрутке ротора воздухом, отбираемым от маршевого двигателя, а в полёте—при авторотации. Двигатель и его модификация выпускаются серийно с 1972.

А. С. Новиков.

вдув в пограничный слой — подвод жидкости или газа в пограничный слой через проницаемую поверхность обтекаемого тела. При этом на проницаемой поверхности нормальный к ней компонент {{υ}} вектора скорости газа (жидкости) принимает положительное, значение и определяет собой скорость вдува {{υ_ω}}. Локальной размерной характеристикой вдува является его интенсивность {{ρ_ωυ_ω}} = lim{{∆}}m/{{∆}}S при {{∆}}S{{→}}0, где {{∆}}m — секундный расход вещества, подводимого через элементарную площадку {{∆}}S проницаемой поверхности, {{ρ_ω}} — плотность вдуваемого вещества на поверхности тела. При анализе прикладных задач для характеристики интенсивности вдува вводится безразмерная величина a ₊ , называемая обычно параметром вдува при a ₊ > 0 или параметром отсоса при a ₊ < 0 (см. Отсос пограничного слоя). В частности, для плоского ламинарного течения a ₊ пропорционален соотношению ({{ρ_ωυ_ω}}) ({{ρ}}_eu_e)^-1 (Re)^1/2, где Re = {{ρ}}_eu_eL/{{μ}}_e Рейнольдса число, u — продольный компонент вектора скорости, {{ρ}} — плотность, {{μ}} — динамическая вязкость, L — характерный линейный размер, индекс «e» обозначает значение величины на внешней границе пограничного слоя. В рамках теории пограничного слоя должно выполняться условие {{υ_ω}}/u_e < < 1, или a ₊ ~0(1). При нарушении этого условия вдув влияет не только на течение в пограничном слое, но и на внешний невязкий поток.

Наличие вдува приводит к снижению местных значений напряжения трения и теплового потока и утолщению пограничного слоя; кроме того, вдув способствует дестабилизации ламинарного течения (профиль скорости имеет точку перегиба, рис. 1 и может вызвать более ранний переход к турбулентному режиму течения. Количественное воздействие вдува на пограничный слой зависит от многих факторов: интенсивности вдува и закона его распределения на обтекаемой поверхности, теплофизических свойств вдуваемого вещества, режима течения и т. д. На рис. 2 показано изменение теплового потока на поверхности пластины в зависимости от параметра вдува инородного газа в ламинарный пограничный слой, когда интенсивность вдува пропорциональна x^-1/2, где x — продольная координата, отсчитываемая от острой кромки пластины (так называемый автомодельный вдув). Увеличение a ₊ приводит к сильному снижению теплового потока на всей обтекаемой поверхности. Для уменьшения расхода охладителя вдув можно осуществлять лишь на некотором начальном участке поверхности, где местные тепловые потоки при отсутствии вдува особенно велики; при этом снижение теплового потока происходит не только на проницаемом участке поверхности, но и достаточно далеко за ним — последействие вдува. В силу указанных закономерностей В. в п. с. является эффективным средством защиты обтекаемой поверхности летательного аппарата от аэродинамического нагревания.

Рис. 1. Профили скоростей в ламинарном пограничном слое на продольно обтекаемой пластине при наличии автомодельного вдува или отсоса газа при различных значениях параметра вдува a ₊ : {{η}} — преобразованная координата, ортогональная обтекаемой поверхности; {{○}} — точка перегиба.

Рис. 2. Влияние вдува инородного газа (гелия) на местный тепловой поток на изотермической поверхности пластины, обтекаемой под нулевым углом атаки сверхзвуковым потоком совершенного газа при различных значениях параметра вдува a ₊ : L — характерный линейный размер; {{формула}}; q{{_ω}} q{{_ω}}₀ — местные тепловые потоки при наличии и отсутствии вдува газа; прямые — вдув вдоль всей поверхности, кривые —вдув только вблизи кромки (при x/L > 0,1 поверхность непроницаемая).

Ведров Всеволод Симонович (1902—1983) — советский учёный в области теории движения летательных аппаратов, автоматического регулирования и динамики летательных аппаратов, доктор технических наук (1944), профессор (1944), заслуженный деятель науки и техники (1967). После окончания Московского высшее технического училища (1929) работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (до 1941), затем в Летно-исследовательском институте (старший научный сотрудник, заместитель директора). Проводил лётные исследования, участвовал в испытаниях и доводке первых турбореактивных двигателей в СССР. Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1 й степени, Красной Звезды, медалями.

Веллинг Борис Константинович (1892—1923) — русский советский лётчик, участник первых советских перелётов. После окончания Московской школы авиации (1915) находился в действующей армии. В 1916 назначен инструктором Московской школы авиации, где в 1917 выбран личным составом её начальником. Сражался на Восточном и Туркестанском фронтах (1919). В 1921—1923 совершил ряд первых дальних перелётов, в том числе по маршруту Полторацк (Ашхабад) — Каган — Керки — Термез и обратно (1921). В 1922 назначен начальником отдела учебных заведений Воздушного Флота РСФСР. Погиб при выполнении тренировочного полёта.

В. К. Веллинг.

Многоступенчатый В. (рис. 2) используется на двигателях с малой степенью двухконтурности, предназначенных для самолётов со сверхзвуковой скоростью полёта. В зависимости от степени двухконтурности он обеспечивает {{π}}_в = 3—5. На первых образцах двигателей такого типа применялись многоступенчатые В. с малыми окружными скоростями, лопатки которых обтекались дозвуковым потоком. В последующем в качестве первых ступеней стали использоваться ступени, манатки рабочих колёс которых обтекались сверхзвукым потоком, что позволило увеличить окружные скорости, уменьшить число ступеней В. и его массу.

Рис. 1. Схема одноступенчатого вентилятора: 1 — рабочее колесо; 2 — антивибрационная полка; 3 — выходной направляющий аппарат; 4 — разделительная перегородка.

Рис. 2. Схема многоступенчатого вентилятора.

Вентури трубка [по имени итальянского учёного Дж. Вентури (G. Venturi)] — устройство для измерения скорости потока (расхода) жидкой или газообразной среды, представляющее собой осесимметричную трубку (см. рис.) с каналом переменный сечения в виде конических конфузора и диффузора первый короче второго). В В. т. скорость потока изменяется, вызывая изменение давления. Возникающий перепад давлений p₂-p₁, где p₂ —давление во входном сечении В. т., p₁ — давление в самом узком сечении, однозначно связан со скоростью {{υ}} потока во входном сечении соотношением {{υ}} = [{{ξ}}(p₂-p₁)/{{ρ}}]^1/2, где {{ξ}} — коэффициент, учитывающий отношение диаметров входного и самого узкого сечений, неравномерность распределения скорости по сечению и другие факторы (зависит от Рейнольдса числа и определяется экспериментально); {{ρ}} — плотность среды. По сравнению с другими приёмниками давлений, В. т. имеет большую чувствительность. При малых числах Рейнольдса (малых скоростях) эффективность В. т. резко падает из-за преобладания сил вязкости над силами инерции жидкости или газа, в результате чего пограничный слой заполняет всё сечение канала и преобладающим становится внешнее обтекание трубки. Верхний предел измеряемой скорости определяет такая скорость набегающего потока при которой в самом узком сечении скорость потока достигает скорости звука; В. т. становится неэффективной, поскольку с дальнейшим увеличением скорости набегающего потока (p₂ = const) разность p₂-p₁ остаётся неизменной.

И. И. Юшков.

Трубка Вентури: 1 — конфузор; 2 — диффузор.

Я. И. Верников.

Эффективность В. о., оцениваемая по приросту путевой статической устойчивости летательного аппарата за счёт установки В. о., определяется его аэродинамической компоновкой и пропорциональна статичному моменту В_в.о. площади В. о.; В_в.о = {{S}}_в.о.{{L}}_в.о., где {{S}}_в.о. — относит, площадь В. о. (отношение площади В. о. к площади крыла), {{L}}_в.o. — относительное плечо В. о. (см. Плечо оперения). Обычно значения В_в.о. лежат в диапазоне 0,05—0,1. Основными расчётными случаями выбора площади В. о. (в том числе РН) являются обеспечение определение запаса путевой статической устойчивости (см. Степень устойчивости), осуществление балансировки самолёта при отказе двигателя критического, возможность выдерживания курса летательного аппарата при заданном боковом ветре.

Недостаточность путевой статической устойчивости летательного аппарата, вызванная малой площадью В. о. приводит к неудовлетворительным характеристикам его боковой устойчивости и боковой управляемости (большое время затухания колебаний бокового возмущённого движения, неприемлемый характер управляемого движения летательного аппарата по крену, большая нежелательная взаимосвязь крена и рыскания). В некоторых случаях удаётся уменьшить площадь В. о. путем использования в системе управления летательного аппарат автоматических устройств, например, автомата путевой устойчивости.

Конструкция В. о. аналогична конструкции крыла, площадь В. о. составляет 12—20% площади крыла, площадь РН — 20—30% площади В. о., углы отклонения РН до 25{{°}}. Обычно В. о. выполняется с удлинением {{λ}} = 0,7—2 и сужением {{η}} = 2—3 (см. также Сужение крыла); угол стреловидности В. о. меняется в широких пределах: {{χ}} = 10—45{{°}}.

Однокилевое (a) и двухкилевое (б) вертикальные оперения: 1 — киль; 2 — руль направления.

При метеорологическом обеспечении авиации информация или прогноз метеорологических условий по маршруту полёта схематически представляется в виде В. р. а. Перед полётами по дальним воздушным трассам командир воздушного судна вычерчивает на бланке разреза профиль рельефа трассы, отмечает прогнозируемые атмосферные фронты, расположение облачности, видимость и т. д. Правильность составления разреза проверяется дежурным синоптиком Авиационной метеорологической станции (АМС). Экипажам сверхзвуковым, самолётов в авиаметеорологическом центре или АМС вручается В. р. а., для начальных и конечных участков трассы. На них указываются характеристики метеорологических условий на удалении от пунктов взлёта и посадки (от поверхности земли до высоты 18—20 км) с указанием расположения тропопаузы.

Пространственный вертикальный разрез атмосферы: 1 — значения вертикального градиента температуры ({{Δ}}T/{{Δ}}Z°C/100 м); 2 — изотерма (-15{{°}}C); 3 — направление и скорость ветра (северо-западный около 305 км/ч; треугольник обозначает скорость 92,6 км/ч, длинный штрих — 18,52 км/ч, короткий штрих — 9,26 км/ч); 4 — изолинии скорости ветра (более 30 м/с — струйное течение); 5 — тропопауза; 6 — границы атмосферных фронтальных зон.

Благодаря возможности взлетать и садиться вертикально, В. эксплуатируется с небольших площадок. Способность неподвижно висеть позволяет В. производить погрузку и выгрузку грузов, не совершая посадки, а также выполнять сложные строительно-монтажные операции (см. Вертолёт-кран).