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

Первые организации такого профиля появились в начале XX в. Создание их в России связано с именем Н. Е. Жуковского — организованы первые аэродинамические лаборатории в Московском университете (1902) и Императорском техническом училище (1910), а в 1904 в Кучине под Москвой основан первый специализированный Аэродинамический институт. Также по инициативе Жуковского в 1918 был учреждён Центральный аэрогидродинамический институт. В последующий период в ходе развития отечественной авиации и авиационной промышленности сеть научно-исследовательских институтов авиационного профиля в СССР непрерывно расширялась. Были созданы Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации, Центральный институт авиационного моторостроения, Всесоюзный научно-исследовательский институт авиационных материалов, Лётно-исследовательский институт, Государственный союзный сибирский научно-исследовательский институт авиации, Научно-исследовательский институт авиационной технологии и организации производства, Всесоюзный институт лёгких сплавов, Научно-исследовательский институт авиационного оборудования, Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем и ряд других научно-исследовательских организаций.

С середины 60 х гг. специализируется в области беспилотных космических средств для исследований околоземного пространства, Луны, планет и малых тел Солнечной системы дистанционными и контактными методами и астрофизических наблюдений. Созданы автоматические космические аппараты и межпланетные станции серий «Луна», «Венера», «Марс», самоходные автоматические зонды (типа «Луноход» и др.), автоматические аппараты по международным проектам «Вега» и «Фобос», автоматической обсерватории «Астрон», «Гранат» и другие объекты космической техники. В этот период с предприятием связана деятельность таких конструкторов и учёных, как Г. И. Бабакин, В. М. Ковтуненко. Предприятие награждено орденом Ленина (1944), двумя орденами Трудового Красного Знамени (1956, 1971).

В состав НАСА входят пять программно-целевых бюро для руководства, планирования и организации выполнения работ: бюро научно-технических проблем авиации и космонавтики (Office of Aeronautics and Space Technogy, OAST) — руководит программами разработки перспективной авиационной и космической техники, созданием экспериментальных летательных аппаратов и проведением их демонстрационных испытаний, координирует все перспективные исследования и разработки, обеспечивает научно-техническую помощь другим организациям; бюро космических научных исследований и прикладных работ (Office of Space Science and Applications, OSSA); бюро по разработке космических транспортных систем (Office of Space Transportation Systems Acquisition, OSTSA); бюро по эксплуатации космических транспортных систем (Office of Space Transportation Systems Operation, OSTSO) и бюро по слежению и обработке данных космических полётов (Office of Space Tracking and Data Systems, OSTDS).

НАСА имеет 11 научно-исследовательских центров, которые располагают крупной экспериментальной базой, аэродинамическими дозвуковыми и гиперзвуковыми трубами, газодинамическими установками (гелиевые, азотные, ударные, импульсные трубы, газодинамические установки с нагревом), акустическими камерами, стендами для прочностных и усталостных испытаний и др. Центры НАСА, основная деятельность которых связана с научными исследованиями в области авиации, созданием и совершенствованием летательных аппаратов, проведением их испытаний: Научно-исследовательский центр имени Ленгли (Langley Research Center, LaRC), основан в 1917; Научно-исследовательский центр имени Эймса (Ames Research Center, ARC), основан в 1940; Лётно-испытательный центр имени Драйдена (Hugh L. Dryden Flight Research Center, DFRC), основан в 1947, с 1981 включён в состав Научно-исследовательского центра имени Эймса; Научно-исследовательский центр имени Льюиса (Lewis Research Center, LeRC), основан в 1941.

В других центрах НАСА проводятся в основной разработка, производство и испытания космической техники, запуск космических аппаратов, а также исследования в области космонавтики. Крупнейшие из них: Центр космических полётов имени Маршалла (George С. Marshall Space Flight Center, MSFC), создан в 1960; Космический центр имени Л. Джонсона (Lyndon В. Johnson Space Center, JSC), введён в эксплуатацию в 1963; Космический центр имени Дж. Кеннеди (John F. Kennedy Space Center, KSC), основан в 1956; Центр космических полётов имени Годдарда (Qoddard Space Flight Center, QSFC), основан в 1959. По размерам финансирования федеральным правительством НАСА занимает второе место после Министерства обороны США.

Соч.: В гвардейской семье, Киев, 1975.

Соч.: К теории отрыва ламинарного пограничного слоя в сверхзвуковом потоке газа, «Известия АН СССР, сер. Механика жидкости и газа», 1969, №4; Асимптотическая теория отрыва и взаимодействия пограничного слоя со сверхзвуковым потокам газа, «Успехи механики», 1981, т. 4, в. 2.

В. Я. Нейланд.

Некрасов Александр Иванович (1883—1957) — советский учёный в области теоретической механики и аэро- и гидромеханики, академик АН СССР (1946; член-корреспондент 1932), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1947). Окончил Московский университет (1906); ученик Н. Е. Жуковского и С. А. Чаплыгина. В 1906—1911 преподавал математику и физику в средних учебных заведениях Москвы, вёл педагогическую работу в ряде вузов; в 1911—1956 (с перерывом) работал в Московском университете (в 1911—1917 доцент, с 1918 профессор, заведующий кафедрой теоретической механики). С 1930 заместитель начальника Центрального аэрогидродинамического института по науке. Был необоснованно репрессирован и в 1937—1943 находился в заключении, работая в ЦКБ-29 НКВД над новой авиационной техникой. В 1943—1956 начальник и консультант теоретической и расчётной части ОКБ А. И. Туполева; с 1945 заведующий отделом аэромеханики Института механики АН СССР. Основные исследования посвящены фундаментальным проблемам аэро- и гидродинамики и математики, в особенности теории волн и струй, теории флаттера, линейным и нелинейным интегральным и интегро-дифференциальным уравнениям. Первый лауреат премии имени Н. Е. Жуковского (1922). Государственная премия СССР (1952). Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Собр. соч., т. 1—2, М., 1961—1962.

А. И. Некрасов.

Неман Иосиф Григорьевич (1903—1952) — советский учёный и конструктор в области авиационной техники, профессор (1938). Участник Гражданской войны. Окончил Харьковский технологический институт (1929). С 1926 в КБ К. А. Калинина (впоследствии начальник отдела, заместитель главного конструктора). Принимал участие в создании пассажирских самолётов К-3, К-4, К-5. С 1932 руководитель КБ, с 1936 главный конструктор ОКБ. В 1931—1938 и 1944—1952 заведующий кафедрой конструкций самолётов Харьковского авиационного института. Под руководством Н. созданы скоростной пассажирский самолёт ХАИ-1 [первый в Европе самолёт с убирающимся в полёте шасси (рис. в таблице XII)], учебно-боевой самолёт ХАИ-3, скоростные разведчики ХАИ-5 (Р-10) и ХАИ-6, штурмовики «Иванов», ХАИ-51, ХАИ-52. Был необоснованно репрессирован и в 1939—1941 находился в заключении, работая при этом в ЦКБ-29 НКВД (принимал участие в создании бомбардировщиков Пе-2 и Ту-2). Награждён орденом Красной Звезды.

И. Г. Неман.

угловыми координатами, определяющими ориентацию летательного аппарата относительно земли (углы тангажа {{}} и крена, курс) при фиксированных углах ориентации летательного аппарата относительно вектора скорости (углы {{}} и {{}});

линейными координатами (высота и боковое смещение z) при фиксированных значениях {{}}, {{}} и {{}};

угловыми координатами {{}}, {{}} и {{}} при заданных законах изменения линейных координат (например, H = const) и неизменном значении перегрузок.

Использование НУПБС расширяет возможности применения летательного аппарата, повышает его эффективность. Две формы движения — III и IV — придают летательному аппарату новые динамические свойства при стабилизации угловых и линейных координат, приближая их к интегрирующему звену (см. Передаточная функция) по регулируемому параметру. За счёт этого существенно упрощается ручное управление летательным аппаратом, повышается точность стабилизации и управления угловыми и линейными координатами. Эти формы движения могут быть полезными лётчику при дозаправке в воздухе, полёте строем, заходе на посадку и при посадке, для точной стабилизации угла тангажа и курса, компенсации сноса самолёта боковым ветром, а также в ряде других более сложных задач, требующих точного управления комбинациями линейных и угловых координат. При построении систем автоматического управления летательного аппарата введение НУПБС в III и IV формах движения облегчает построение контура стабилизации полёта, упрощает решение задачи обеспечения устойчивости замкнутой системы «лётчик — самолёт» (см. Лётчик).

V форма движения обеспечивает изменение угловой ориентации летательного аппарата при неизменной траектории движения. Это свойство летательного аппарата с НУПБС может быть полезным, в частности при решении некоторых задач управления при полётах на малых высотах и во всех случаях, когда при обычном управлении движением летательным аппаратом по траектории возникает нежелательное изменение его угловой ориентации. Прямой эффект от V формы — расширение зон обзора.

Примерами НУПБС являются использование поворотных крыльев на некоторых ракетах, управление общим шагом несущего винта вертолёта.

В качестве органов НУПБС на самолётах для создания подъёмной силы могут использоваться элементы механизации крыла (в первую очередь его задней кромки) совместно с задним или передним горизонтальным оперением (рис. 2,а), а для создания боковой силы — руль направления вместе со специально устанавливаемыми рулевыми поверхностями на передней или центральной части фюзеляжа (рис. 2,б). Для целей НУПБС возможно использование и других способов (совместное и дифференциальное отклонение секций тормозных щитков, интерцепторов, горизонтального оперения и т. д.).

Как правило, органы, используемые для НУПБС, создают при своём отклонении не только аэродинамическую силу (подъёмную или боковую), но и моменты (моменты тангажа, крена и рыскания). Целесообразно с помощью основных органов управления самолёта, создающих моменты тангажа, крена и рыскания, обеспечить возможность в режимах НУПБС полной или частичной компенсации моментов от органов НУПБС.

В системе автоматического управления реализация раздельных форм движения по фазовым координатам может быть обеспечена двумя способами: введением жёсткой стабилизации соответствующей группы фазовых координат за счёт глубоких отрицательных обратных связей по этим параметрам движения (например, управление малыми перемещениями по высоте и боковому отклонению можно обеспечить за счёт НУПБС при наличии жёсткой стабилизации курса и углов тангажа и крена — рис. 3,а); организацией на входе в исполнительную часть системы управления функциональных перекрёстных связей между каналами управления, а также обратных перекрёстных связей по параметрам движения данной формы для компенсации аэродинамических взаимовлияний каналов управления и фазовых координат (рис. 3,б). При использовании таких принципов управления с органами НУПБС летательного аппарата в управляемом движении описывается более простыми передаточными функциями, что позволяет упростить некоторые подсистемы системы автоматического управления и, следовательно, повысить их надёжность.

Необходимость использования той или иной формы движения определяется конкретной задачей пилотирования. При изменении этапа полёта и задачи пилотирования производится переключение системы управления с одной формы на другую. Поскольку число возможных форм движения велико, в кабине могут дополнительно устанавливаться специальные рычаги управления.

Требования к эффективности органов НУПБС (см. Эффективность органов управления) зависят от конкретной задачи пилотирования. Так, в задачах типа дозаправки, требующих прецизионного управления при отсутствии жёстких ограничений по времени, необходимые для управления перегрузки не превышают n_у  0,1. В других задачах точного управления, в особенности при дефиците времени, требуемые перегрузки существенно повышаются (до n_у  1).

При использовании НУПБС в широком диапазоне режимов полёта необходимы высокая степень автоматизации и применение цифровой вычислительной техники. Организация НУБПС на летательном аппарате оказывает влияние на его облик и может привести к некоторому ухудшению его лётных данных (за счёт увеличения массы конструкции, повышения аэродинамического сопротивления). Это следует учитывать при общей оценке эффективности летательного аппарата.

Исследования НУПБС в СССР и за рубежом начались в конце 60 х гг. Первый практический опыт применения НУПБС (1970) — на самолёте Локхид L-1011 (США) для режима посадки; осуществлялось непосредственное управление подъёмной силой с целью повышения быстродействия по перегрузке в канале управления продольным движением. Исследования по применению НУПБС на манёвренных самолётах проводились в США и ФРГ в 70 х гг. В США были созданы летающие лаборатории по экспериментальной оценке эффективности НУПБС в воздушном бою и при атаке различных целей на базе самолётов Дженерал дайнемикс F-16, Воут F-8 и др. В начале 80 х гг. по программе AFTI (программа исследований по созданию усовершенствованного истребителя) в США был создан и прошёл лётные испытания экспериментальный вариант самолёта AFTI/F-16 с системой НУПБС и цифровой системой управления. В СССР НУПБС было реализовано на летающих лабораториях, созданных на базе самолётов Су-9 и МиГ-23.

По сведениям зарубежной печати авиационные фирмы США и некоторых западноевропейских стран предусматривают применение НУПБС на перспективных военных самолётах (истребителях и истребителях-бомбардировщиках) 1990—2000 х гг.

Л. И. Загайнов.

Форма движения	Продольное движение		Боковое движение
	Задача управления	Характерные параметры*	Задача управления	Характерные параметры*
I	Управление скоростью	V  const ny  const  = const	Управление креном	  const   const
II	Управление тангажом	  const   const ny  const V  const	Управление (балансировка) скольжением	  const   const nx const  = const
III	Управление изолированным тангажом	  const  = const ny  const V = const	Управление курсом	  const  = const  = const nx = const
IV	Управление вертикальным перемещением	ny  const   const  = const V = const	Управление боковым перемещением	nx  const   const  = const  = const
V	Управление поворотом фюзеляжа	  const   const ny = const V = const	Управление поворотом фюзеляжа	 = const  = const nx = const  = const

* Кроме управляемого параметра (указан первым) приведены параметры, которые необходимо изменить или сохранить постоянными при решении поставленной задачи.

Рис. 1. Формы продольного (а) и бокового (б) движений самолёта (соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях) при использовании НУПБС.

Рис. 2. Органы непосредственного управления подъёмной (а) и боковой (б) силами: 1 — элевон; элемент механизации крыла; 2 — стабилизатор (или дестабилизатор 3); 4 — руль направления; 5 — рулевая поверхность на центральной (или на передней — 6) части фюзеляжа;  — центр масс; {{}}Y₁ и {{}}Y₂ — приращения подъёмной силы, вызванные отклонениями элевонов (или элементов механизации крыла) и стабилизатора (дестабилизатора); {{}}Y{{_}} = {{}}Y₁ + {{}}Y₂ — суммарное приращение подъемной силы; {{}}Z₁ и {{}}Y₂ — приращения боковой силы, вызванные отклонениями руля направления и рулевой поверхности; {{}}Z{{_}} = {{}}Z₁ + {{}}Z₂ — суммарное приращение боковой силы; G — вес летательного аппарата.

Рис. 3. Структурные схемы систем управления летательного аппарата с НУПБС с жёсткой стабилизацией фазовых координат (а) и с перекрёстными связями (б): {{}}_зад, {{}}_зад и {{}}_зад — заданные по условиям полёта курс, углы тангажа и крена, а {{}}, {{}}и {{}} — отклонения текущих значений от заданных, H_ком и z_ком — команды, задающие изменения H и z; {{}}_э, {{}}_н, {{}}_я и {{}}_ст — соответственно углы отклонения элевонов, руля направления, рулевой поверхности и стабилизатора (дестабилизатора); {{}}_x, {{}}_y — угловые скорости крена и рыскания.

{{формула}}

где D/Dt — так называемая полная, или субстанциональная, производная, и интерпретировать так: относительные скорости изменения плотности и элементарного объёма жидкости равны по численному значению и противоположны по знаку. Для несжимаемой жидкости ({{ρ}} = const) H. у. принимает наиболее простой вид: divV = 0. Поле течения, описываемое этим уравнением, называют трубчатым, или соленоидальным. Н. у. в дифференциальной форме справедливо всюду за исключением точек, линий или поверхностей, где плотность или скорость терпят разрыв. В этом случае Н. у. должно использоваться в интегральной форме. Н. у. замыкает Навье — Стокса уравнения, Эйлера уравнения. См. также Сохранения законы.

В. А. Башкин.

нервюра (французское nervure, от латинского nervus — жила, сухожилие) — поперечный элемент силового набора крыла и оперения летательного аппарата. Выполняет следующие функции: создаёт и сохраняет контур сечения, в частности препятствует сближению верхних и нижних панелей при изгибе, подвергаясь при этом сжатию; перераспределяет нагрузку между элементами продольного силового набора; воспринимает воздушную нагрузку с обшивки, силы внутреннего давления в баковых отсеках, сосредоточенные усилия с узлов крепления органов управления и т. п. По конструкции различают нервюры балочные, ферменные, рамные и комбинированные. Н. могут быть нормальными или усиленными.

Иногда функции Н. выполняют поперечные рёбра панели и стойки, соединяющие верхние и нижние панели. Н. связываются с элементами продольного набора, узлами и панелями заклёпочными или болтовыми соединениями, сваркой.

Поле течения идеальной Н. ж. (см. Идеальная жидкость) определяется неразрывности уравнением и Эйлера уравнениями; энергии уравнение выпадает из рассмотрения из-за постоянства удельной внутренней энергии среды. Для вязкой Н. ж. обычно предполагается постоянство коэффициента переноса (см. Переносные свойства среды); это позволяет сначала проинтегрировать совмещенное уравнение неразрывности и количества движения уравнение, а затем для найденных полей скоростей и давлений — уравнение притока теплоты, определяющее поле температуры. Однако для некоторых Н. ж. зависимость коэффициента переноса от температуры является очень сильной, поэтому при исследовании их движения эту систему уравнений необходимо решать совместно.

В случае Sh < < l зависимость аэродинамических характеристик от времени является параметрической (см. Квазистационарное течение). Решение задачи представляется в виде разложений искомых величин в ряды по малому Sh около стационарных значений. Такой подход обычно применяется в задачах динамики полёта и в ряде задач аэроупругости (например, реверс). При числах Sh ~ l течение является существенно нестационарным. Изучение его закономерностей важно для ряда прикладных задач, например расчёт обтекания несущего винта вертолёта, высокочастотный флаттер, бафтинг.