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

Увеличение толщины обтекаемого тала или угла атаки приводит к нарушению предположения о малости возмущений, лежащего в основе Л. т. Это предположение не выполняется и в некоторой окрестности тупой передней кромки или носка тела, где течение должно исследоваться дополнительно. Предметом специального исследования являются и те области поля течения, где возмущения газодинамических переменных малы, но их производные не удовлетворяют условиям малости, что влечёт за собой появление нелинейных членов в уравнениях. Это, например, окрестность Маха конуса невозмущенного потока при обтекании тонкого тела вращения. Допущения Л. т. не выполняются также при трансзвуковом или гиперзвуковом обтекании тонких тел, вследствие чего уравнения возмущений теории оказываются здесь нелинейными (см. Трансзвуковое течение, Гиперзвуковое течение).

Построение Л. т. возможно не только для течений, близких к равномерному поступательному потоку, но и для более сложных течений. Например, в так называемом методе линеаризованных характеристик за основу берётся сверхзвуковое осесимметричное коническое течение с присоединённым к вершине конуса скачком уплотнения. В этом случае слабовозмущенное течение описывается линейными уравнениями с переменным коэффициентом, зависящими от параметров основном потока. То же имеет место в задаче обтекания конуса под малым углом атаки {{α}}, когда возмущения первого порядка по {{α}} определяются на основе Л. т. во всём поле течения за исключением тонкой области сильно завихрённого потока вблизи поверхности конуса (так называемого вихревого слоя). Дополнительное исследование показывает, что в вихревом слое решение является сингулярным, так как нормальные производные энтропии и некоторых другие функций стремятся к бесконечности при подходе к поверхности конуса.

Лит.: Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе Н. В., Теоретическая гидромеханика, 5 изд., ч. 1—2, М., 1955; Ван-Дайк М., Методы возмущений в механике жидкости, пер. с англ., М., 1967.

В. Я. Голубкин.

линия рабочих режимов газотурбинного двигателя — геометрическое место точек, характеризующих совместно работу компрессора (каскада компрессора в многовальном двигателе) и его турбины на характеристике компрессора (каскада компрессора) газотурбинного двигателя. Уравнение Л. р. р. на характеристике компрессора одновального турбореактивного двигателя может быть получено с помощью уравнения неразрывности, записанного для сечения перед компрессором и критического сечения первого соплового аппарата турбины, и условия равенства работ компрессора и турбины. При этом уравнение Л. р. р. имеет вид

{{формула}}

где {{π}}^*_к, {{η}}^*_к, {{π}}^*_т, {{η}}^*_т — соответственно степень повышения давления и коэффициент полезного действия компрессора, степень понижения давления и коэффициент полезного действия турбины; {{λ}}_в — приведённая скорость в сечении перед компрессором; q({{λ}}_в) — газодинамическая функция; k и k_T — показатели изоэнтропического процесса для воздуха и газа. При критическом перепаде давлений в реактивном сопле ({{λ}}_{с. кр} = 1) зависимость {{π}}^*_к от q({{λ}}_в) однозначна. При докритическом перепаде давлений в реактивном сопле расположение Л. р. р. зависит от Маха числа полёта М{{_∞}} (рис. 1, {{n}}_пр — относительная приведённая частота вращения). В турбореактивном двухконтурном двигателе с однокаскадным компрессором внутреннего контура расположение Л. р. р. аналогично её расположению при одноконтурном турбореактивном двигателе (кривая 2 на рис. 2, {{G}}_в. пр — относительный приведённый расход воздуха через компрессор). В турбореактивном двухконтурном двигателе с двухкаскадным компрессором Л. р. р. на характеристике компрессора средний давления более пологая по сравнению с кривой для одноконтурного турбореактивного двигателя (кривая 1 на рис. 2), что вызвано влиянием компрессора высокого давления. Конкретный вид Л. р. р. газотурбинного двигателя определяется законом регулирования двигателя.

В. П. Деменчёнок.

Рис. 1. Характеристика компрессора одноконтурного турбореактивного двигателя и линии рабочих режимов.

Рис. 2. Характеристика компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя и линии рабочих режимов.

линия тока — линия в поле течения, касательная к которой в каждой точке совпадает с направлением вектора скорости в этой точке в данный момент времени. В декартовой системе координат х, у, z уравнение для определения семейства Л. т. имеет вид

{{формула}}

где u, v, {{ω}} — проекции вектора скорости соответственно на оси х, у, z а время t играет роль параметра. Через каждую точку пространства можно провести только одну Л. т. за исключением особых точек уравнения. Для нестационарного течения Л. т. имеют различную форму в разные моменты времени и не совпадают с траекториями частиц жидкости; в стационарном течении движение частиц жидкости происходит вдоль Л. т. В аэро- и гидродинамике Л. т. используются для наглядного представления картины течения жидкости или газа, при анализе поля течения, поскольку вдоль Л. т. могут выполняться некоторые инварианты (см., например, Бернулли уравнение)

«Линюэфлюг» (Linyeflyg AB) — компания Швеции. Осуществляет перевозки на внутренних авиалиниях. Основана в 1957. В 1989 перевезла 4,7 миллионов пассажиров, пассажирооборот 3,01 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 21 самолет.

Лисицын Виктор Николаевич (1905—1978) — один из организаторов авиационной промышленности СССР, генерал-майор инженерной авиационной службы (1944), Герой Социалистического Труда (194.5). Окончил Московский механический институт имени М. В. Ломоносова (1929). В 1940—1942 заместитель главного инженера, затем управляющий трестом «Оргавиапром». В 1942—1943 заместитель начальника 1 го Главного управления наркомата авиационной промышленности. С 1943 директор авиационного завода в Новосибирске. С 1946 на различных государственных должностях. В годы Великой Отечественной войны под руководством Л. освоено серийное производство истребителей Як-7 и Як-9, значительно увеличен выпуск боевых самолётов. Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

В Н. Лисицын.

В. Я. Литвинов.

Н. А. Лобанов.

Соч.: Гидродинамика течений со свободными границами, Киев, 1969.

Г. В. Логвинович.

Логинов Евгений Фёдорович (1907—1970) — советский военачальник, маршал авиации (1967). В Советской Армии с 1926. Окончил военно-теоретическую школу военно-воздушных сил (1926), военную авиационную школу лётчиков (1928), Высшую военную академию (1949; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром авиадивизии, командиром авиакорпуса дальнего действия. После войны на ответственных работе в вооруженных силах, начальник факультета и заместитель начальника Военно-воздушной академии (1950—1954). Заместитель главкома военно-воздушных сил и генерал-инспектор Главной инспекции МО (1954—1959). Начальник Главного управления ГВФ (1959—1964), министр гражданской авиации СССР (1964—1970). Депутат Верховного Совета СССР с 1966. Награждён 4 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2 й степени, Кутузова 1 й степени, Александра Невского, Красной Звезды, медалями.

Е. Ф. Логинов.

Г. Е. Лозино-Лозинский.

Соч.: Аэродинамика пограничного слоя, Л.— М., 1941; Ламинарный пограничный слой, М., 1962; Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

Л. Г. Лойцянский.

Локтионов Александр Дмитриевич (1893—1941) — советский военачальник, генерал-полковник (1940). Участник Первой мировой и Гражданской войн. В 1916 окончил Ораниенбаумскую школу прапорщиков. В Красной Армии с 1918. Окончил также Высшие академические курсы (1923) и Курсы усовершенствования высшего нач. состава (1928). В 1921—1933 командир стрелковой бригады, дивизии, корпуса. В 1933—1937 помощник командующего войсками Белорусского, позднее Харьковского военного округов по авиации. В 1937 командующий войсками Среднеазиатского военного округа. В 1937—1939 начальник военно-воздушных сил Рабоче-крестьянской Красной Армии, в 1939—1940 заместитель наркома обороны; в 1938 участвовал в организации беспосадочного перелёта самолета «Родина» (экипаж—В. С. Гризодубова, П. Д. Осипенко, М. М. Раскова). С 1940 командующий войсками Прибалтийского особого военного округа. Депутат Верховного Совета СССР с 1937. Награждён 2 орденами Красного Знамени и орденом Красной Звезды. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

А. Д. Локтионов.

После войны выпускались реактивный истребитель P-80/F-80 «Шутинг стар» (1944, построено 1732) и его тренировочный вариант Т-33 (1948, построено 5691 в США и 866 по лицензиям), реактивный всепогодный перехватчик F-94 «Старфайр» (1949), морской патрульный самолёт Р-2 «Нептун» (1945, построен 1051), пассажирские самолёты «Констеллейшен» (1945), L-1049 «Супер констеллейшен» (1950) и «Старлайнер» (1956) с 4 поршневыми двигателями. В 1950 х гг. были созданы сверхзвуковой истребитель F-104 «Старфайтер» (1954, выпущено около 2800 в США и других странах, см. рис. в таблице XXXI), пассажирский самолёт L.188 «Электра» с четырьмя турбовинтовыми двигателями (1957) и на его основе — самолёт противолодочной обороны Р-3 «Орион» (1958, построено около 650, см. рис. 1).

Концерн является разработчиком военно-транспортных самолётов: С-130 «Геркулес» (1954, к началу 90 х гг. выпущено около 2000 в 40 вариантах, см. рис. в табл. XXXI), С-141 «Старлифтер» (1963), С-5А «Галакси» (1968, построен 81, см. рис. в таблице XXXV) и его варианта С-5В (1985); стратегических высотных разведчиков: дозвукового U-2 (1955, см. рис. в таблице XXXII; в 1981 на его основе создан тактический вариант TR-1) и сверхзвуковой SR-71 (1964, построено 32, см. рис. в таблице XXXIV); палубных самолётов противолодочной обороны S-3A «Викинг» (1972, см. рис. 2). В начале 60 х гг. концерн начал работы по скоростным вертолётам, в частности был разработан опытный боевой винтокрыл АН-56А «Шайенн» с двумя турбовинтовыми двигателями и дополнительным толкающим воздушным винтом (1967). В числе экспериментальных летательных аппаратов — самолёт вертикального взлёта и посадки XFV-1 с турбовинтовым двигателем и вертикальным положением фюзеляжа при взлёте и посадке (1954) и реактивный XV-4A «Хаммингбёрд» (1962), а также сверхзвуковой истребитель YF-12 (1963). Важной была программа создания широкофюзеляжного пассажирского самолёта L-1011 «Тристар» (1970, внешний диаметр фюзеляжа 5,97 м, до прекращения производства в 1983 построено 250; см. рис. в таблице XXXV). В конце 70 х гг. концерн занялся разработкой малозаметных летательных аппаратов («стелс» техника, элементы которой использовались на самолётах SR-71). Был создан и поступил на вооружение дозвуковой ударный самолёт F-117 (1981, построено 59, см. рис. 3). «Л.» возглавлял группу фирм, создавших опытный истребитель YF-22 (1990, см. рис. 4), участвовал в проектировании экспериментального воздушно-космического самолёта Х-30 (NASP). До 1990 построено более 35,1 тысяч самолётов различных типов. Основные данные некоторых самолётов концерна приведены в таблице 1 и 2.

В. В. Беляев, О. И. Губарев.

Рис. 1. Самолёт противолодочной обороны Р-3 «Орион».

Рис. 2. Палубный самолёт противолодочный обороны S-3A «Викинг».

Рис. 3. Ударный малозаметный самолет F-117A.

Рис. 4. Опытный истребительYF-22 (в 1991 выиграл конкурс у истребителя «Нортроп» YF-23).

Табл. 1 — Гражданские самолёты концерна «Локхид»

Табл. 2 — Военные самолёты концерна «Локхид»

М. В. Ломоносов.

Балочный Л. состоит из верхнего и нижнего поясов, связанных стенкой, подкреплённой стойками. Число стоек, как правило, кратно шагу нервюр или шпангоутов, крепящихся к ним. В лонжеронных конструкциях крыла и оперения балочные Л. устанавливаются с учётом использования максимальной строительной высоты профиля крыла и оперения. В кессонных конструкциях крыльев балочные Л. выполняют роль замыкающей или разделяющей балки, несущей часть общей нагрузки, действующей на кессон. В фюзеляжных конструкциях балочные Л. служат для местного усиления вырезов в обшивке и являются разновидностью бимса. Коробчатый Л. — один из вариантов балочного и используется как основной элемент в конструкциях, нагруженных значительными крутящими моментами (например, в лопастях несущего винта вертолёта). Ферменный Л., как правило, включает верхний и нижний пояса, соединённые стойками с раскосами (в современных конструкциях применяется редко). Ферменно-балочный Л. имеет в конструкции элементы как балочного, так и ферменного Л.

См. также статью Несущий винт.

Рис. 1. Схема лопасти винта и её основные геометрические характеристики: R — радиус; b — ширина; c — толщина; {{φ}} — угол установки; r — радиус сечения.

Рис. 2. Зависимости основных геометрических характеристик лопасти винта от относительного радиуса {{r}} сечення.

лопаточные машины — аэродинамические устройства, в которых происходит либо преобразование механической энергии на валу в механическую (главным образом потенциальную) энергию газа (компрессор), либо потенциальной энергии газа в механическую энергию на валу (турбина). В обоих типах Л. м. преобразование энергии связано с возникновением при обтекании лопаток аэродинамических сил, которые в компрессора направлены против вращения, а в турбине — по вращению ротора. По направлению движения рабочего тела относительно оси вращения Л. м. бывают осевые (компрессор, турбина), центробежные (компрессор, насос) и центростремительные (турбина). Л. м. могут быть одно- и многоступенчатыми. В авиационных двигателях используются одно-, двух- или трехвальные Л. м. в зависимости от числа механически не связанных роторов. Теория Л. м., методы их расчёта и профилирования лопаток основаны на уравнениях механики сплошной среды, записанных для фиксированного объёма, содержащего один или несколько венцов.

В авиационных газотурбинных двигателях чаще всего применяют осевой многоступенчатый или осецентробежный компрессор и осевую газовую турбину. Компрессор вместе с вентилятором и турбина составляют турбокомпрессор, являющийся основной частью авиационного двигателя. Для авиационных Л. м. характерны большие степени сжатия в компрессоре и высокие температуры газа в турбине. Поэтому авиационные Л. м. отличаются от стационарных высокими аэродинамическими и механическими нагрузками и высокой частотой вращения, необходимостью охлаждения турбин (обычно сжатым воздухом, отбираемым от компрессора).

В. А. Лотарев.

Соч.: Небо остается чистым, Алма-Ата, 1970; На глубоких виражах, 3 изд., Алма-Ата, 1974.

С. Д. Луганский.

М. М. Лукин.

Э. Э. Лусс.

Схему такой аэродинамической трубы предложил немецкий учёный Г. Людвиг в 1955. Установку отличают простота конструкции, относительно невысокая стоимость и экономичность в эксплуатации.

Схема трубы Людвига (внизу) и распространение а ней волн разрежения (вверху): 1 — форкамера, 2 — диафрагма; 3 — сопло; 4 — рабочая часть; 5 — вакуумная емкость; 6 — модель.

В зависимости от назначения различают Л. эксплуатационные, технологические и аварийные. К эксплуатационным Л. относятся входные, служебные, багажные, грузовые, бомболюки, Л. гидро-, радио- и фотоотсеков, Л., предназначенные для обслуживания и эксплуатации летательных аппаратов и другие. Технологические Л. выполняются, как правило, силовыми и необходимы на заключительном этапе сборки отсеков летательного аппарата. Через них осуществляются установка болтов, клёпка и герметизация замыкающих швов кессонов крыла, оперения и отсеков фюзеляжа. При необходимости эти Л. используются для ремонтных работ в эксплуатации. Введение технологических Л., как правило, увеличивает массу конструкции летательного аппарата, и поэтому их применяют только в исключительных случаях.

В зависимости от кинематической схемы открывания дверей (створок, крышек) различают Л., которые открываются наружу, и Л., которые открываются внутрь летательного аппарата. Л. может открываться вверх (рис. 1), вниз (рис. 2), в сторону (рис. 3). Л. открываются вручную либо с помощью электрического, гидравлического или другого привода.

Створки (крышки, двери) Л. герметизируются резиновым уплотнителем от проникновения воды снаружи и утечек воздуха изнутри кабины летательного аппарата. В кабинах высотных летательных аппаратов герметизация должна обеспечивать минимальные потери внутреннего избыточного давления. В этом случае наиболее надёжны и безопасны двери пробкового типа, обеспечивающие герметизацию Л. путём прижима дверей избыточным давлением изнутри летательного аппарата. Выполнение требований по обеспечению безопасности конструкции дверей гермокабин и требований о быстрой эвакуации пассажиров в аварийной ситуации вынуждает применять сложные варианты кинематики открывания аварийных дверей. Наиболее распространены двери пробкового типа с верхними и нижними створками (рис. 4), которые кинематически связаны с заиками и при повороте рукоятки двери поворачиваются приблизительно на 90{{°}}, уменьшая габариты двери и возможность её заклинивания а проёме. После этого дверь свободно открывается наружу в сторону.

Рис. 1. Открывающийся вверх носовой люк самолета Ан-124.

Рис. 2. Кормовой люк с открывающимися вниз створкам» самолёта Ил-76Т.

Рис. 3. Люк, открывающийся наружу.

Рис. 4. Дверь пробкового типа: 1 — нижняя створка; 2 — верхняя створка; 3, 5 — замки; 4 — рукоятка.

Люлька Архип Михайлович (1908—1984) — советский конструктор авиационных двигателей, один из основоположников теории воздушно-реактивных двигателей, академик АН СССР (1968; член-корреспондент 1960), Герой Социалистического Труда (1957). Окончил Киевский политехнический институт (1931). В 1933—1939 преподавал в Харьковском авиационном институте и работал над проектом турбореактивного двигателя с центробежным компрессором. В 1939—1941 разработал конструктивную схему турбореактивного двухконтурного двигателя, явившуюся прототипом ныне существующих схем, проект опытного образца турбореактивного двигателя с осевым компрессором. В 1941—1942 работал на танковом заводе в Челябинске, а с 1943 продолжил работы по созданию первого отечественного турбореактивного двигателя. С 1946 главный конструктор опытного завода. Под руководством Л. создан первый отечественный турбореактивный двигатель, прошедший в феврале 1947 государственные испытания. В последующие годы под руководством Л. был создан ряд турбореактивных двигателей, применявшихся на самолётах П. О. Сухого, С. В. Ильюшина, Г. М. Бериева, А. Н. Туполева. В 1950—1960 преподавал в Московском авиационном институте (с 1954 профессор). С 1957 — генеральный конструктор. В 1967—1984 председатель Комиссии АН СССР по газовым турбинам. Ленинская премия (1976), Государственная премия СССР (1948, 1951). Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями. Именем Л. названо Научно-производственное объединение «Сатурн» в Москве. См. статью АЛ.

Лит.: Кузьмина Л. М., Огненное сердце, 2 изд., М., 1988.

А. М. Люлька.

А. В. Ляпидевский.

2) Распространённое в СССР обозначение авиационного поршневого двигателя. Начиная с 1918 присваивалось поршневым двигателям, строившимся по иностранным образцам (в том числе М-1, М-2, М-4, М-5, М-6, М-17, М-22), модернизированным вариантам зарубежных моделей и оригинальным отечественным конструкциям. Развитие поршневых двигателей серии «М» связано с именами А. Д. Швецова (М-11, М-25, М-62, М-63, М-71, М-81, М-82 и другие), А. А. Бессонова (М-15, М-26), А. А. Микулича (М-34), В. Я. Климова (М-110, М-103, М-105, M-120TK), А. С. Назарова (М-85, М-86, М-87), С. К. Туланского (М-88), Е. В. Урмина (М-88Б, М-89, М-90) и других советских конструкторов. Переход к системе обозначения авиационных двигателей начальными буквами имени и фамилии конструктора относится к 1936, когда после успешного перелета экипажа В. П. Чкалова на самолёте АНТ-25 по маршруту Москва — о. Удд приказом наркома тяжёлой промышленности Г. К. Орджоникидзе установленный на этом самолёте двигатель М-34 был переименован в ЛМ-34, Позднее подобные обозначения получили и поршневые двигатели других конструкторов (см. АШ, ВД, ВК, АИ), Обозначение «М» имеют поршневые двигатели, разрабатываемые Опытно-конструкторским бюро моторостроения.

В 1934—1938 он руководил бригадой экспериментальных самолётов (КБ-6) в конструкторском отделе сектора опытного строительства Центрального аэрогидродинамического института, созданной по инициативе А. Н. Туполева. Первым самолётом, разработанным коллективом КБ-6, был торпедоносец-бомбардировщик АНТ-41 (Т-1) с двумя поршневыми двигателями ЛМ-34 (см. статью Ту). В середине 30 х гг. в целях внедрения передового опыта зарубежного самолётостроения в отечественное производство был приобретён ряд самолётов для лицензионной постройки. Среди них самолёт для гражданской авиации Дуглас DC-3 (США). Коллектив К-6 произвёл переработку конструкции этого самолёта применительно к отечественным нормам прочности, технологии и материалам, а также осуществил перевод размеров на метрическую систему. Впервые в СССР при его изготовлении применён плазово-шаблонный метод производства для крупной серии (было построено более 2000). Первоначально самолёт назывался ПС-84, затем Ли-2.

В конце 1939 Мясищев, который находился в заключении и работал в ЦКБ-29 НКВД, предложил проект дальнего бомбардировщика «102» с герметичными кабинами, для его разработки в ЦКБ было создано КБ, которое Мясищев возглавлял в 1939—1943. Самолёт (рис. 1), получивший название ДВБ-102 (дальний высотный бомбардировщик, был построен с двумя поршневыми двигателями М-120 ТК. В акте о государственных испытаниях в 1942 отмечалось, что ДВБ-102 явился первым отечественным бомбардировщиком с герметичными кабинами, обеспечивающими нормальные физиологические условия работы экипажа. Впервые в советском авиастроении в конструкции бомбардировщика были применены шасси с носовым колесом, стрелково-пушечное вооружение с дистанционным управлением, тонкое крыло с относительной толщиной от 10 до 16% и встроенными баками-кессонами, Створки бомбового люка длиной 5,7 м открывались внутрь. Максимальная бомбовая нагрузка составляла 3 т. В 1943 на ДВБ-102 были установлены двигатели АШ-71. Летные испытания самолёта проводились до 1946.

Мясищев был назначен главным конструктором и руководителем опытно-конструкторского отдела завода №22 в Казани, выпускавшего пикирующий бомбардировщик Пе-2, и одновременно главным конструктором московского завода №482, где должна была проводиться доводка ДВБ-102. К этому времени скорость Пе-2, одного из основных бомбардировщиков периода Великой Отечественной войны, при переходе на массовое производство резко снизилась. Работы по улучшению местной аэродинамики Пе-2 были проведены под руководством М. (совместно с ЦАГИ). На самолёте были также установлены более мощные двигатели, модифицирована турельная пулемётная установка, для снижения пожароопасности применена система нейтрального газа, упрощена технология изготовления. Скорость полёта увеличилась с 480 до 540 км/ч. Самолёту присвоено обозначение Пе-2Б.

В начале 1944 разработан дневной пикирующий бомбардировщик Пе-2И со скоростью полёта, превышающей скорость немецких истребителей, способный нести в фюзеляже бомбу массой 1 т для разрушения мощных оборонительных укреплений. Применение двигателей ВК-107А, уменьшение экипажа по сравнению с Пе-2 с 3 до 2 человек (благодаря электродистанционному управлению стрелковой установкой), улучшение аэродинамики — всё это позволило достичь скорости 656 км/ч на высоте 5650 м. Пе-2И стал базовым для создания ряда опытных самолётов-бомбардировщиков Пе-2М, ДБ-108, дальнего истребителя сопровождения ДИС. В начале 1946 опытное конструкторское бюро Мясищева на заводе №482 было расформировано, была прекращена и его конструкторская деятельность в Казани.

В 1951 Мясищев возглавил Опытно-конструкторское бюро №23, образованное для разработки стратегического реактивного бомбардировщика. Опыт проектирования и постройки таких самолётов практически отсутствовал. Необходимо было создать самолёт со скоростью, высотой к дальностью полёта значительно большими, чем у существовавших тяжёлых самолётов того времени. Впервые в отечественном самолётостроении при создании самолётов подобного класса были предложены и внедрены аэродинамически чистое тонкое стреловидное крыло без надстроек, размещение двигателей в наплывах корневой части крыла, шасси велосипедной схемы. Для сокращения разбега применялось «вздыбливание» передней пары колёс тележки передней стойки шасси, что увеличивало угол атаки перед отрывом. В системах управления элеронами и рулями применены бустеры (из-за роста шарнирных моментов на органах управления). В целях снижения массы конструкции широко использованы большегабаритные поковки, магниевое литьё. Самолёт (рис. 2 и рис. в табл. XXV), оснащённый четырьмя турбореактивными двигателями ЛМ-3 и получивший обозначение М-4, был спроектирован и построен всего через один год и 10 месяцев после организации опытного конструкторское бюро. На М-4 отработана система дозаправки самолётов в воздухе «штанга — конус», разработанная совместно с опытным конструкторским бюро С. М. Алексеева. Позже на базе М-4 создан самолёт-заправщик.

Дальнейшим развитием М-4 стал самолёт 3М (рис. 3) — реактивный стратегический бомбардировщик с четырьмя турбореактивными двигателями 5Д-7Б. Самолёт имел ту же схему, что и М-4, но была улучшена аэродинамика, изменена компоновка, кабина экипажа стала меньше (численность экипажа уменьшилась на одного человек). На самолётах М-4 и 3М установлено 19 мировых рекордов.

В 1959 совершил первый полёт самолёт М-50 (рис. 5 и рис. в таблице XXVII) — сверхзвуковой стратегический ракетоносец с четырьмя турбореактивными двигателями. Трудности проектирования, вызванные отсутствием опыта разработки подобных самолётов: компоновка бомбового отсека к велосипедного шасси в длинном тонком фюзеляже и топливных баков в тонком (с относительной толщиной 3%) треугольном крыле малого удлинения. Наряду с разработкой новых методов проектирования было реализовано много оригинальных конструктивных решений. Сконструирован автомат центровки, перекачивающий топливо из передних баков фюзеляжа в задние при переходе на сверхзвуковую скорость полёта. При этом обеспечены устойчивость и управляемость самолёта в аварийных ситуациях (при нарушении работы системы перекачки или резком снижении скорости). Разработана очень «плотная» компоновка — в самолёте удалось разместить большое количество топлива. На самолёте предусмотрена полностью автоматизированная электродистанционная система управления. В конструкции планёра впервые широко применены большегабаритные монолитные прессованные панели, что обеспечило необходимое качество аэродинамических поверхностей и снижение массы благодаря уменьшению протяжённости стыков. Из-за сложности конструктивной схемы впервые применены металлические конструктивно-подобные модели для испытаний в аэродинамических трубах и летных испытаний.

В 1960 ОКБ-23 было переведено на ракетно-космическую тематику, и работы Мясищева в самолётостроении вновь были прерваны. В 1967 он возвращается к конструкторской деятельности в качестве генерального конструктора Экспериментального машиностроительного завода (ЭМЗ), которому в 1981 присвоено его имя. Под руководительством Мясищева на ЭМЗ проводились экспериментальные работы по увеличению дальности полёта самолётов за счёт ламинаризации обтекания, по использованию композиционных материалов и другие, а также выполнялись разработки самолётов. В 1981 совершил первый полёт специализированный самолёт-носитель, созданный на базе бомбардировщика 3М. Этот самолёт, получивший впоследствии обозначение ВМ-Т «Атлант» (рис. 4), предназначался для транспортировки с заводов-изготовителей на космодром Байконур элементов конструкции ракеты-носителя «Энергия» массой до 40 т и диаметром 8 м (рис. 8) и космического корабля многоразового использования «Буран». Перевозка грузов осуществляется на «спине» самолёта «Атлант», причём размеры грузов в два с лишним раза превосходят диаметр фюзеляжа самолёта-носителя. «Атлант» по существу представляет собой новый самолёт: полностью изменены конструкция фюзеляжа, система управления, усилено крыло, установлены более мощные двигатели, без доработки остался только каркас кабины экипажа. Для повышения устойчивости и предотвращения бафтинга вместо однокилевого вертикального оперения применено разнесённое двухкилевое с большими килями-шайбами. В процессе проектирования самолёта ВМ-Т «Атлант» впервые в мировом и отечественном авиастроении решены проблемы создания компоновки, обеспечивающей эксплуатацию в пяти разных конфигурациях (с четырьмя различными видами грузов и без груза).

В 1982 совершил первый полёт созданный на ЭМЗ дозвуковой высотный самолёт М-17 «Стратосфера» (рис. 6 и 9), разработка которого была начата под руководительством Мясищева. В 1990 на этом самолёте установлено более 20 мировых рекордов высоты и скорости полёта и скороподъёмности. Самолёты ЭМЗ стали обозначать эмблемой:

Развитием М-17 стал самолёт «Геофизика» (рис. 7) — один из немногих в мире, позволяющий проводить научные исследования в атмосфере и стратосфере на высоте до 20 км. Большая высота и продолжительность полета создают исключительные возможности для выполнения задач, требующих наблюдения за обширными участками земной поверхности. Самолет может быть использован для картографирования, исследования природных ресурсов, оценки урожая и использования земель, обнаружения очагов лесных пожаров, наблюдений за районами стихийных бедствий, поиска пропавших и терпящих бедствие самолётов и судов, астрономических и астрофизических исследований и др.

Лит.: Центральный аэрогидродинамическ институт — основные этапы научной деятельности, 1918—1968 гг., М.. 1976; Яковлев А. С., Советские самолеты, 4 изд., М., 1982.