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

Ю. Я. Шилов.

Рис. 2. Пассажирский самолет DC-8.

Рис. 3. Экспериментальный истребитель короткого взлета и посадки F-15S/MTD.

Рис. 4. Истребитель-бомбардировщик AV-8B «Харриер» II.

Рис. 5. Самолет-заправщик KC-10A «Экстендер».

Рис. 6. Стратегический военно-транспортный самолет C-17.

Рис. 7. Широкофюзеляжный пассажирский самолет MD-11.

Рис. 8. Пассажирский самолет MD-83.

Х. С. Максим.

V_m = (2H)^1/2

где H — энтальпия торможения (см. Торможения параметры). В аэро- и гидродинамике М. с. часто используется в качестве характерного масштаба скорости.

2) М. с. летательного аппарата — максимальное значение достижимой или допустимой по условиям эксплуатации скорости летательного аппарата. Достижимая М. с. в основном определяется аэродинамическим совершенством и тяговооружённостью (энерговооружённостью) летательного аппарата. Допустимая М. с. определяется необходимостью обеспечить безопасность полёта и ограничена обычно максимально допустимыми значениями скоростного напора q, Маха числа полёта M{{_}} или температуры аэродинамического нагревания. Ограничение по q обусловлено прочностью или жёсткостью авиационных конструкций. Выход за это ограничение может привести к разрушению летательного аппарата или его элементов, флаттеру или реверсу органов управления. Превышение некоторого значения M{{_}} может привести к потере устойчивости или управляемости летательного аппарата, помпажу двигателя или его самовыключению. Эксплуатационное значение М. с. устанавливается ниже минимального из допустимых значений М. с. с таким расчётом, чтобы надёжно исключить превышение этого значения по случайным причинам. М. с. зависит от конфигурации летательного аппарата, режима работы двигателя, угла наклона траектории и высоты полёта. На малых высотах М. с., как правило, ограничена по q, с ростом высоты может быть ограничена по M{{_}}.

Для самолётов М. с. часто называют установившуюся скорость прямолинейного полёта на максимальной или форсажной тяге двигателя. Для гражданских самолётов также устанавливается М. с. экстренного снижения на случай необходимости наискорейшего снижения с большой высоты в чрезвычайных обстоятельствах.

«Малайзия эрлайнс» (Malaysia Airlines) — национальная авиакомпания Малайзии. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Западной Европы, Азии, Африки, а также в Австралию и США. Основана в 1971. В 1989 перевезла 7,6 миллионов пассажиров, пассажирооборот 10,1 миллиард пассажиро-км. Авиационный парк — 49 самолётов.

«Малев» (MALEV, Magyar Legikozlekedesi Vallalat) — авиакомпания Венгрии, Осуществляет перевозки в страны Европы, Ближнего Востока и Северной Африки. Основана в 1946, до 1954 называлась «Машовлет». В 1989 перевезла 1,4 миллионов пассажиров, пассажирооборот 1,52 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 22 самолёта.

малозаметный самолет — см. «Стелс» техника.

маневренность (французское manoevrer — приводить в движение, управлять, маневрировать, от латинского manu operor — работаю руками) летательного аппарата — способность летательного аппарата изменять положение в пространстве, скорость, высоту и направление полёта за определенный промежуток времени. Важнейшее качество для некоторых классов летательных аппаратов. Высокая М. даёт возможность истребителю занять тактически выгодное положение по отношению к самолёту противника, уклониться от атаки. Для спортивных пилотажных самолётов М. позволяет повысить качество выполнения фигур пилотажа. М. характеризуют угловыми скоростями поворота летательного аппарата относительно центра масс, ускорением при разгоне и торможении в горизонтальном полёте, скороподъёмностью, угловой скоростью и минимальным радиусом разворота (виража) в горизонтальной плоскости.

Характеристики движения летательного аппарата относительно центра масс зависят от эффективности органов управления и управляемости летательного аппарата. М. в траекторном движении определяется модулем и направлением вектора перегрузки n, компонентами которого являются продольная и нормальная перегрузки n_x и n_y. Через эти характеристики выражаются ускорение a_x в горизонтальном полёте (a_x = g₀n_x где g₀ — ускорение свободного падения), энергетическая скороподъёмность V_y^* (V_y^* = Vn_x, V — скорость полёта), угловая скорость {{}} и радиус разворота R [{{}} = g₀(n_y² — 1)^1/2/V, R = V²/ g₀(n_y² — 1)^1/2]. При фиксированных значениях скорости и высоты полёта в плоскости (n_x, n_y) существует область значений вектора перегрузки (рис. 1), соответствующих различным сочетаниям угла атаки, режима работы двигателей, положений аэродинамических органов управления, створок реактивных сопел и т. д. У этой области имеется ряд характерных точек, которые являются частными показателями М. Точки а и а' определяют предельные значения продольной перегрузки горизонтального полёта при разгоне и торможении. Точка б соответствует максимальной перегрузке установившегося разворота. В точке в достигается максимальное значение нормальной перегрузки и, следовательно, максимальное значение мгновенной угловой скорости разворота. Максимальное торможение обеспечивается в точке г.

Основными характеристиками М. являются максимальная нормальная перегрузка и перегрузка установившегося разворота. Именно они определяют угловые скорости разворота и его радиус. Однако область возможных угловых скоростей разворота на заданной высоте ограничена (рис. 2). Левая граница области (кривая 1) определяется допустимым углом атаки или максимальным значением подъёмной силы. Правая граница (кривая 2) обусловлена ограничениями по прочности конструкции или по эксплуатационной перегрузке. Максимальная угловая скорость разворота достигается в точке пересечения границ (для истребителей 70—80 х гг. эта точка находится в диапазоне значений Маха чисел полёта M{{_}} = 0,7—0,9), Область допустимых угловых скоростей делится на две части кривой 3 — линией установившихся разворотов. Выше этой линии (в области I) манёвры могут совершаться только с потерей удельной энергии летательного аппарата, ниже (область II) — с её сохранением или увеличением (например, боевой разворот с сохранением значения горизонтальной скорости может быть выполнен только в области II возможных угловых скоростей). Расширение границ области допустимых угловых скоростей разворота является важнейшей задачей проектирования манёвренного самолёта. Она может быть обеспечено использованием новых технических и конструктивных решений и соответствующим выбором основных параметров летательного аппарата (площади крыла и тяги двигателя).

К мероприятиям, направленным на увеличение М. летательного аппарата, относятся: повышение степени механизации крыла, что улучшает его эффективность в широком диапазоне режимов полёта; совершенствование аэродинамической схемы летательного аппарата, в частности в сторону уменьшения запаса продольной статической устойчивости (см. Степень устойчивости) и переход к статически неустойчивым компоновкам на основе внедрения систем улучшения устойчивости и управляемости (повышения степени автоматизации управления), что позволяет расширить область безопасных углов атаки и скольжения и, следовательно, угловых скоростей разворота; сочетание аэродинамических и газодинамических (отклоняемые сопла на истребителях) принципов управления (см. Управление вектором тяги); уменьшение аэродинамического сопротивления летательного аппарата путем совершенствования его формы и улучшения качества поверхности. Для улучшения характеристик торможения самолёта применяются воздушные тормоза; в перспективе большой эффект может дать использование в полёте реверсивных устройств.

Следует отметить, что в ряде случаев М. ограничивается физиологическими возможностями лётчика, поэтому большое внимание при проектировании истребителей уделяется улучшению условий работы лётчика и созданию специальных технических средств, повышающих физиологический предел перегрузки (противоперегрузочный костюм, отклоняемое кресло, управление режимом дыхания).