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

Расчёт нестационарного обтекания сжимаемым газом более сложен, так как уравнение для потенциала скорости нелинейно и содержит производные по времени. В общем случае эта задача решается численными методами. Для многих приложений нестационарной аэродинамики оказываются достаточными решения, получаемые в рамках линеаризованной теории течений. В некоторых случаях необходим совмещенный учёт нестационарности течения и вязкости жидкости, например, при объяснении механизма машущего полета насекомых.

П. Н. Нестеров.

Петля Нестерова.

2) Часть летательного аппарата, предназначенная для создания подъёмной (несущей) или управляющих сил аэродинамической природы. Основными видами Н. п. являются различного типа крылья и несущие винты.

Диаметр Н. в. устанавливается из условия обеспечения оптимальной нагрузки на ометаемую поверхность. Число лопастей выбирается в зависимости от заполнения и требований прочности лопасти. Применяют Н. в. с числом лопастей от 2 до 8. Двухлопастные винты характеризуются повышенным уровнем вибраций и требуют дополнительных средств для его снижения. С увеличением числа лопастей значительно возрастает масса втулки, а из-за увеличения суммарной массы приходится облегчать лопасти, что вызывает трудности в обеспечении необходимой жёсткости лопастей.

В зависимости от положения Н. в. в потоке воздуха различают два основных режима работы: режим осевого обтекания, когда ось втулки винта расположена параллельно набегающему невозмущённому потоку, и режим косого обтекания, при котором поток воздуха набегает на Н. в. под углом к оси втулки. В режиме осевого обтекания винт работает на стоянке, при висении, при вертикальном наборе высоты и при вертикальном снижении вертолёта. У шарнирного Н. в. в режиме осевого обтекания каждая лопасть находится в равновесном положении (рис. 2) при действии аэродинамических сил, силы тяжести и центробежной силы, а её продольная ось описывает конус, вершина которого расположена на оси втулки. Плоскость, проходящая через концы лопастей вращающегося винта, называется плоскостью концов лопастей. При осевом обтекании она параллельна плоскости вращения, в которой лежат оси горизонтальных шарниров (ГШ). Угол между плоскостью вращения и продольной осью лопасти называется углом конусности. В плоскости вращения под действием сил сопротивления вращению лопасть отклоняется в вертикальном шарнире (ВШ) от плоскости, проходящей через ось вращения винта и ось ВШ на угол, который называется углом отставания лопасти.

В режиме косого обтекания винт работает при горизонтальном полёте вертолёта и при полёте по наклонной траектории. В этих условиях непрерывно изменяется положение лопасти относительно воздушного потока, а следовательно, изменяются скорость обтекания каждого элемента и действующие на него аэродинамические силы, что вызывает маховое движение лопастей. Угол поворота оси лопасти вокруг оси ГШ, измеряемый от плоскости вращения втулки, называется углом взмаха лопасти. Повышение устойчивости махового движения лопасти достигается с помощью регулятора взмаха.

Изменение сил сопротивления и кориолисовой силы вызывает качание лопасти вокруг оси ВШ в плоскости вращения относительно плоскости, проходящей через ось вращения винта и ось ВШ. Угол между этой плоскостью и продольной осью лопасти называется углом качания лопасти. Уменьшение качания лопастей достигается установкой демпферов на втулке.

Использование Н. в. для управления вертолётом основано на изменении создаваемой винтом тяги и её направления. Наиболее распространённый способ управления Н. в. — изменение угла установки лопастей, то есть угла между аэродинамической хордой характерного сечения лопасти и плоскостью вращения, при их вращении. Это обычно осуществляется с помощью автомата перекоса. Крепление лопасти ко втулке включает осевой шарнир (ОШ), который позволяет лопасти поворачиваться относительно продольной оси (установочное движение лопасти). Изменение угла установки следует за вертикальным перемещением или наклоном тарелки автомата перекоса по мере поворота лопасти. Управление положением вертолёта в пространстве по вертикали (вертикальное управление) осуществляется с помощью одновременного изменения угла установки всех лопастей Н. в. (общего шага), что вызывает изменение тяги винта. Создание продольной или боковой составляющих тяги Н. в. (управление по тангажу и крену) достигается циклическим изменением угла установки лопастей (см. Циклический шаг).

Для уменьшения габаритов вертолёта на стоянке или при базировании в ангарах и на авианесущих кораблях применяются складываемые Н. в. Складывание осуществляется вручную или автоматически. С целью снижения уровня вибраций, передаваемых от Н. в. на фюзеляж, устанавливаются маятниковые виброгасители на втулке или лопастях. Для защиты от обледенения лопасти Н. в. оборудуются противообледенительными системами.

В основе теорий Н. в. лежит расчёт поля скоростей возмущающего течения, выполняемый обычно в предположении отсутствия вязкости и сжимаемости воздуха с привлечением вихревых или струйных моделей. При этом исследуются либо индивидуальное воздействие на воздух каждой из лопастей (лопастная модель), либо их осреднённое воздействие (дисковая модель). В обоих случаях чаще используется предложенная Н. Е. Жуковским вихревая теория винта.

В лопастной вихревой модели лопасти Н. в. обычно рассматривают как бесконечно тонкие несущие поверхности, а действующие на лопасть аэродинамические силы определяют на основе Жуковского теоремы заменой несущей поверхности слоем дискретных вихрей присоединённых. Изменение интенсивностей присоединённых вихрей во времени и в пространстве приводит к образованию вихрей свободных, движущихся в потоке со скоростями частиц среды. Эти вихри сначала движутся по несущей поверхности, а затем сходят с задней кромки лопасти и образуют вихревую пелену, форма которой существенно зависит от скорости набегающего на Н. в. потока. Изменения интенсивности присоединённых вихрей по лопасти и во времени подбираются из условия, чтобы индуцируемое всеми образовавшимися к данному моменту вихрями поле скоростей удовлетворяло условиям обтекания лопасти.

Численная реализация процесса построения системы вихрей и определения поля скоростей обычно ведётся аппроксимацией непрерывных слоев вихрей на лопасти и в пелене системой дискретных прямолинейных вихревых отрезков. Часто лопасть изображают всего лишь одним вихрем (схема несущей линии). Вихревой нитью обычно описывают и сходящую с концевого участка лопасти часть пелены, которая быстро сворачивается в вихревой жгут (концевой вихрь).

В нелинейной теории Н. в. для построения системы свободных вихрей прослеживают траектории узловых точек — концов прямолинейных отрезков сетки, аппроксимирующей вихревую пелену, считая, что в течение короткого промежутка времени (шага интегрирования по времени) каждая такая точка движется со скоростью, индуцируемой всеми вихрями, имеющимися к данному моменту в потоке. При этом длины и направления прямолинейных вихревых отрезков сетки изменяются, но интенсивность вихрей сохраняется. В линеаризованной теории Н. в. указанные узловые точки смещают с некоторой постоянной скоростью, приближённо аппроксимирующей всё поле возмущающих скоростей. Система свободных вихрей имеет в линейном приближении вид скошенных винтовых поверхностей. На обтекание лопастей существенно влияют концевые вихри, которые, вновь приближаясь к лопастям, вызывают резкие изменения аэродинамических сил. Вязкость и сжимаемость среды обычно учитывают путём обобщения и переноса на элемент лопасти экспериментальных зависимостей, получаемых в испытаниях стационарных и колеблющихся крыльев в аэродинамических трубах.

В линейной дисковой вихревой модели Н. в. система свободных вихрей непрерывно заполняет скошенный цилиндр, идущий от диска винта вниз по потоку. В предельном случае осевого потока (например, в режиме висения вертолёта) косой вихревой цилиндр обращается в прямой, рассматривавшийся в вихревой теории винта Жуковского. В важном для приложений другом предельном случае, когда диск винта имеет нулевой угол атаки, косой вихревой цилиндр вырождается в плоскую вихревую пелену, подобную пелене за крылом круглой формы в плане. Поле скоростей косого вихревого цилиндра удалось найти аналитически. В частности, зависимость между средними по окружности заданного радиуса циркуляцией скорости и индуктивной скоростью аналогична получаемой из теории Жуковского. При переходе к средним по диску величинам результаты дисковой вихревой теории совпадают с результатами, получаемыми в теории, использующей схему одномерного струйного течения. При этом обосновывается полученное нестрогим путём Г. Глауэртом соотношение между постоянной по диску индуктивной скоростью v и тягой винта T:

{{формула}}

где V{{_}} и V{{_}} — нормальная и касательная к плоскости диска составляющие скорости набегающего потока, R — радиус Н. в., {{}} — плотность воздуха.

Лит.: Пейн П. Р., Динамика и аэродинамика вертолета, М., 1963; Теория несущего винта, М., 1973; Вильдгрубе Л. С., Вертолеты. Расчет интегральных аэродинамических характеристик и летно-технических данных, М., 1977.

В. Э. Баскин, В. П. Нефёдов.

Рис. 1. Шарнирный несущий винт вертолёта: 1 — ось вертикального шарнира; 2 — осевой шарнир; 3 — палец гребёнки; 4 — лопасть; 5 — гребёнка крепления лопасти; 6 — демпфер; 7 — вал несущего винта; 8 — ось горизонтального шарнира; 9 — втулка винта.

Рис. 2. Схемы основных сил и углов лопасти шарнирного несущего винта в равновесном положении: 1 — ось вращения винта; 2 — продольная ось лопасти; 3 — плоскость вращения; 4 — вал несущего винта; 5 — втулка винта; 6 — направление вращения винта; 7 — лопасть. N_Л — центробежная сила лопасти; G_Л — вес лопасти; Y_Л — подъёмная сила лопасти; Q_Л — аэродинамическое сопротивление лопасти; {{}}₀ — угол конусности (средний угол взмаха); {{}}₀ — угол отставания (средний угол качания) лопасти.

неустановившееся течение — то же, что нестационарное течение.

неустойчивость гидродинамическая — физическое явление, заключающееся в разрушении течения со временем под воздействием случайных малых возмущений. Математически Н. г. исследуется теми же методами, что и устойчивость гидродинамическая. С явлением Н. г. приходится встречаться во многих движениях как идеальной, так и вязкой жидкости.

В идеальной жидкости Н. г. проявляется, например, в течениях с образованием свободных поверхностей (см. Тангенциальные разрывы), которые разделяют потоки жидкостей с разными значениями плотности и скорости и которые образуются в струйных течениях, при обтекании тел с застойной зоной конечной или полубесконечной протяженности (Гельмгольца — Кирхгофа теория обтекания). Из-за Н. г. свободные поверхности быстро разрушаются и распадаются на ряд вихрей разных размеров. Эта особенность поведения свободных поверхностей была известна уже Г. Гельмеольцу, который заметил, что границы струй, вытекающих из труб, закручиваются в виде периодических спиралей. Практический интерес имеет случай горизонтальной границы в вертикальном поле силы тяжести. Английский физик У. Томсон (Кельвин) в 1894 показал, что в этих условиях гармоническое возмущение граничной поверхности со временем возрастает по экспоненциальному закону, и на основании этих результатов рассчитал минимальную скорость ветра, вызывающего рябь поверхности спокойной воды. С Н. г. связаны также колебания флагов при ветре, разрушение кольцевого вихря, образующегося при истечении струи жидкости из круглого отверстия («кольца» курильщика) и др.

В вязкой жидкости характерным примером Н. г. служит переход ламинарного течения в турбулентное, имеющий мести при достижении некоторого значения Рейнольдса числа.

В. А. Башкин.

Нефедов Владимир Андреевич (1926—1958) — советский лётчик-испытатель, Герой Советского Союза (1957). Окончил среднюю специальную школу ВВС в Москве (1944), Чугуевское высшее авиационное училище лётчиков (1948) и работал в ней инструктором (до 1951). После окончания Школы лётчиков-испытателей работал в ОКБ А. И. Микояна. Проводил летные испытания опытных сверхзвуковых истребителей, в том числе МиГ-19, СМ-50 с комбинированной силовой установкой, Е-5 с треугольным крылом (прототип самолёта МиГ-21). Погиб при испытании опытного истребителя. Награждён орденом Ленина, медалями.

В. А. Нефедов.

А. И. Никашин.

Г. А. Никифоров.

А. А. Никольский.

В 1946—1947 в ОКБ разрабатывались турбореактивные двигатели тягой 10—30 кН, в 1947—1950 велись работы над созданием турбовинтового двигателя типа ТВ-2 эквивалентной мощностью 3680 кВт. Одновальный ТВ-2 имел 14-ступенчатый осевой компрессор, приводимый во вращение 3-ступенчатой турбиной, кольцевую камеру сгорания, редуктор планетарно-дифференциального типа с приводом на соосные винты противоположного вращения. При его создании решались вопросы отработки внутреннего процесса турбовинтового двигателя, изыскания путей повышения эффективности лопаточных машин, отработки процессов сгорания с высоким кпд, исследовался запуск турбовинтового двигателя. Были проведены теоретические и экспериментальные исследования системы регулирования (система «винт — газ»), процесса реверсирования тяги путём поворота лопастей винта во втулке, разработаны методы расчёта и технология изготовления высоконагруженных высокооборотных шестерён и подшипников редуктора. Модификация этого двигателя ТВ-022 в октябре 1950 прошла государственные стендовые испытания. На базе модификации ТВ-2Ф была разработана и испытана спаренная силовая установка с общим редуктором 2ТВ-2Ф мощностью 9200 кВт.

Работы, выполненные при создании ТВ-2 и его модификаций, позволили в начале 50 х гг. приступить к созданию турбовинтового двигателя НК-12 (рис. 1). Двигатель НК-12, имевший 14-ступенчатый осевой компрессор и 5-ступенчатую турбину, отличался высокими для того времени значениями степени повышения давления в компрессоре, температуры газа перед турбиной и кпд основных узлов. Последнее было достигнуто благодаря теоретическим и экспериментальным работам по уменьшению вторичных потерь в лопаточных машинах, конструктивной и технологической отработке уплотняющих вставок, позволивших уменьшить радиальные зазоры в многоступенчатой турбине. Высокие значения температуры газа перед турбиной потребовали освоения новых, более жаропрочных материалов. Для изготовления литых монолитных и пустотелых охлаждаемых лопаток оригинальной конструкции был применён высокожаропрочный литейный сплав. При работе над НК-12 создан надёжный редуктор для передачи больших мощностей, решены вопросы устойчивого регулирования турбовинтового двигателя с соосными винтами противоположного вращения и разработана система защиты и автоматического останова с вводом лопастей винтов во флюгерное положение при отказах. Параметры рабочего процесса, высокие значения кпд узлов, применение планетарного дифференциального редуктора позволили создать двигатель, отличающийся высокой экономичностью и большой мощностью в одном агрегате. В 1956 мощность НК-12 была увеличена до 11 тысяч кВт. НК-12 и его модификации применялись на бомбардировщике Ty-95, пассажирском самолёте Ту-114, тяжёлом транспортном самолёте АН-22 «Антей» и на других самолётах.

Во второй половине 50 х гг. создан турбовинтовой двигатель НК-4 мощностью 2950 кВт, отличавшийся высокой экономичностью и малым удульным весом. НК-4 были использованы для лётной отработки самолётов Ил-18 и АН-10. Двигатель имел 6-ступенчатый осевой компрессор (лопаточная часть первых четырёх ступеней со сверхзвук, профилировкой), 3-ступенчатую турбину, кольцевую камеру сгорания и однорядный планетарный редуктор.

В тот же период ОКБ приступило к созданию турбореактивных двухконтурных двигателей. В 1961 была начата работа над турбореактивным двухконтурным двигателем НК-8 тягой 93 кН для пассажирского самолёта Ил-62. На базе НК-8 разработаны модификации двигателя с тягой 103 кН: НК-8-2 (-2У) (рис. 2) для самолёта Ту-154 и НК-8-4 для самолёта Ил-62.

При создании двигателей НК-8, НК-8-2 (-2У), НК-8-4 был реализован ряд технических решений, обеспечивших двигателям семейства НК-8 высокую экономичность при выбранных параметрах цикла (благодаря тщательной отработке гидравлических качеств узлов двигателей), малый удельный вес (благодаря умеренной степени повышения давления в компрессоре, простоте конструкции двигателя с малым числом опор, широкому применению титановых сплавов), высокую надёжность (благодаря умеренной температуре газа перед турбиной, применению камеры сгорания оригинальной конструкции, обеспечивающей высокую равномерность температурного поля перед турбиной, демпфированию роторов двигателя на всех трёх опорах, демпфированию трубопроводов, широкому применению новых высокоэффективных методов упрочнения деталей), высокие эксплуатационные качества (низкий уровень шума на взлёте, отсутствие дымления на выпуске, надёжный запуск на рабочем топливе до высоты полёта 10 км, лёгкий доступ ко всем агрегатам двигателя при обслуживании в эксплуатации). Было создано высокоэффективное и надёжное реверсивное устройство, позволившее значительно сократить пробег самолёта при посадке и обеспечить эффективное торможение в случае прерванного взлёта. В отечественной авиации реверсивное устройство было впервые установлено на двигателях семейства НК-8.

ОКБ был разработан и внедрён в эксплуатацию турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой НК-144 тягой 196 кН для сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144. Двигатель НК-144 двухконтурный, двухкаскадный, с осевым 12-ступенчатым компрессором, кольцевой многофорсуночной камерой сгорания, 3-ступенчатой турбиной, форсажной камерой, кольцевой форкамерой наружного контура, кольцевыми стабилизаторами внутреннего контура, двумя системами запуска и регулируемым реактивным соплом. Первые три ступени компрессора вентиляторные.

Высокая надёжность двигателей семейства НК-8, заложенная при проектировании и отработанная при доводке, позволила на практике перейти к принципу установления ресурса в эксплуатации «по состоянию». За сравнительно короткий срок ресурс двигателей до первого ремонта был увеличен до 8—9 тысяч ч (при назначенном ресурсе 18 тысяч ч). При этом широкое развитие получили методы диагностики состояния двигателей в процессе их эксплуатации.

Лучшие качества двигателей этого семейства были реализованы и получили дальнейшее развитие при создании турбореактивного двухконтурного двигателя НК-86 (рис. 3), установленного на первом отечественном широкофюзеляжном самолёте-аэробусе Ил-86. При этом особое внимание было уделено ресурсу и высокой надёжности в эксплуатации. Этому способствует применение на двигателе многочисленных систем автоматического контроля и защиты, а также системы ранней диагностики и предупреждения неисправностей. Дальнейшее развитие получила конструкция многофорсуночной камеры сгорания, обеспечивающая равномерное поле температур перед турбиной и бездымный выпуск двигателя, не загрязняющий окружающую среду. В НК-86 реализованы конструктивные решения, позволившие существенно снизить уровень шума на всех этапах полёта.

В ОКБ созданы турбореактивные двухконтурные двигатели НК-88, работающий на жидководородном топливе, и турбореактивный двухконтурный двигатель НК-89, работающий на сжиженном природном газе. Первый полёт самолёта Ту-155 с НК-88 совершён в 1988, с НК-89 — в 1989.

ОКБ выдвинут и реализован на практике принцип конвертирования двигателей, отработавших свой ресурс в авиации. Двигатели применяются в качестве силового привода в неавиационных отраслях народного хозяйства, в частности для транспортировки газа. При этом переделываются система подачи топлива (которым является транспортируемый природный газ) в камеру сгорания двигателя, сама камера, система регулирования и защиты двигателя, добавляется свободная силовая турбина для привода нагнетателя газа.

Созданы приводы авиационного типа НК-12СТ мощностью 6300 кВт и НК-16СТ мощностью 16000 кВт (разработан на базе двигателя НК-8-2У). Приводы авиационного типа обладают рядом преимуществ по сравнению со стационарными двигателями, в частности малым весом и небольшими габаритами, что позволяет легко транспортировать их в удалённые районы страны, где располагаются компрессорные станции, например, на магистральных газопроводах.

Таблица — Двигатели Куйбышевского НПО «Труд».

Рис. 1. Турбовинтовой двигатель НК-12.

Рис. 2. Турбореактивный двухконтурный двигатель НК-8-2.

Рис. 3. Турбореактивный двухконтурный двигатель НК-86.

С 1915 Н. летал на дирижаблях вначале как инженер-испытатель, а с 1924 как пилот и командир. В конце 1925 дирижабль N-1 был продан Италией Норвежскому аэроклубу для совершения арктического полета через Северный полюс. Полёт N-1 (получившего название «Норвегия») к Северному полюсу и далее на Аляску начался 11 мая 1926 из Кинс-Бея (Кунгсфьорд; Шпицберген) с экипажем 16 человек во главе с руководителем экспедиции Р. Амундсеном и командиром корабля Н. 12 мая дирижабль пролетел над Северным полюсом, а 11 мая приземлился в селении Теллер на Аляске, где был разобран. За время перелета пройдено 5300 км за 71 ч (средняя скорость 75 км/ч). В 1927 Н. построил дирижабль «Италия» аналогичный дирижаблю N-1, с облегченной конструкцией оболочки и гондолы. В 1928 организовал итальянскую полярную экспедицию на дирижабле «Италия» в составе 16 человек. 24 мая дирижабль достиг полюса, на обратном пути дирижабль потерпел катастрофу близ Шпицбергена. Из восьми оставшихся в живых членов экспедиции 7 были спасены советской экспедицией на ледоколе «Красин», а Н. — шведским летчиком Лундборгом. В 1932—1936 Н. работал в СССР. Руководил разработкой и постройкой дирижабля В-5 объёмом 2158 м³, В-6 объемом 19 тысяч м³, ДП-5 объёмом 50 тысяч м³. Одновременно Н. обучал пилотированию студентов дирижаблестроительного института. В конце 1936 Н. вернулся в Италию, занимался литературой и политической деятельностью, в университете Неаполя читал лекции по воздухоплаванию. Работал в США (1939—1942) и Испании (1942—1945).

Соч. в рус. пер.: Красная палатка. Воспоминание о снеге и огне, М., 1975; Крылья над полюсом, М., 1984.

Лит.: Бегоунек Ф., Трагедия в Ледовитом океане, М., 1962; Самойлович Р. Л., На спасение экспедиции Нобиле. Поход «Красина» летом 1928 г., Л., 1967.

У. Нобиле.

Соч.: В небе Ленинграда, М., 1970.

А. А. Новиков.

Г. В. Новожилов.

Эскадрилья начала боевые действия 5 апреля 1943 в составе 303 й истребительной авиационной дивизии 1 й воздушной армии Западного фронта. В начале июля 1943 эскадрилья была переформирована в истребительный авиационный полк «Нормандия». Технический состав полка был полностью укомплектован советскими специалистами. Полк принимал участие в Курской битве в 1943 (на орловском направлении). После гибели майора Тюляна (в середине 1943) командиром полка стал майор П. Пуйяд. Летом 1944 полк участвовал в Белорусской операции. За успешные боевые действия при форсировании советскими войсками р. Неман ему 28 ноября 1944 было присвоено почётное наименование «Неманского» и полк стал называться «Н. — Н.». В октябре 1944 в командование полком вступил майор Л. Дельфино. В 1945 полк «Н. — Н.» принимал участие в боевых действиях по разгрому немецко-фашистских войск в Восточной Пруссии. За время боевых действий на советско-германском фронте лётчики полка совершили свыше 5 тысяч боевых вылетов, провели 869 воздушных боёв, сбили 273 и повредили 80 немецких самолётов. 83 французских лётчика награждены советскими боевыми орденами, а четверым из них — М. Альберу, Р. де ла Пуапу, Ж. Андре и М. Лефевру — присвоены звания Героя Советского Союза. В июне 1945 полк «Н. — Н.» покинул Советский Союз и вылетел на родину на 41 боевом самолёте Як-3, которые были переданы Советским правительством в дар Франции. В ВВС Франции продолжает существовать авиационная часть, которая носит название «Н. — Н.». Полк награждён орденами Красного Знамени (1945), Александра Невского (1945). Французское правительство наградило полк орденом Почётного легиона, Боевым крестом с пальмой, Крестом освобождения и Военной медалью. В память погибших лётчиков на здании бывшей французской военной миссии в Москве установлена мемориальная доска (1956) с именами 42 лётчиков полка «Н. — Н.», погибших в боях на советско-германском фронте.

Памятная медаль полка «Нормандия — Неман».

Существуют международные стандарты лётной годности и национальные НЛГ. Международные стандарты и рекомендации ЛГ разработаны Международной организацией гражданской авиации и впервые опубликованы в 1949 в качестве Приложения 8 к Чикагской конвенции 1944. Приложение 8 включает стандарты ЛГ широкого плана и служит международной (обязательной) основой для разработки национальных НЛГ, которые обязано иметь каждое государство — член Международной организации гражданской авиации. Для содействия государствам в применении Приложения 8 и разработке национальных норм Международной организации гражданской авиации издало руководящий материал — Техническое руководство по ЛГ (ТРЛГ, 1974). ТРЛГ содержит подробные требования к ЛГ, которые Международная организация гражданской авиации рекомендует использовать при разработке национальных НЛГ.

Страны — члены Международной организации гражданской авиации имеют свои национальные НЛГ или распространяют на свою гражданскую авиатехнику действие НЛГ одной из передовых авиационных держав. Наибольшим авторитетом среди зарубежных НЛГ пользуются нормы США — Federal Aviation Regular (FAR) и Великобритании — British Civil Airworthiness Requirements (BCAR), разработка и постоянное совершенствование которых ведётся с 30 х гг. Начиная с 70 х гг. осуществляется разработка западноевропейских НЛГ, в создании которых участвуют страны Общего рынка. Первое издание этих норм — Joint Airworthiness Requirements (JAR) выпущено в 1974. За основу их приняты нормы США. В отдельных разделах используются нормы Великобритании.

В СССР НЛГ гражданских самолётов (НЛГС) впервые изданы в 1967. НЛГС в основном соответствовали требованиям Международной организации гражданской авиации и учитывали FAR и BCAR. В 1971 были изданы изменения к НЛГС и НЛГ вертолётов СССР (НЛГВ). Но широкого распространения эти НЛГС и НЛГВ не получили ввиду отсутствия в то время в СССР системы совершенствования НЛГ и сертификации. В 1971 под руководством Министерства авиационной промышленности СССР была создана Междуведомственная комиссия по НЛГ гражданских летательных аппаратов СССР (МВК НЛГ СССР), которой поручили осуществлять руководство и координацию работ по постоянному совершенствованию отечественных НЛГ с учётом достижений авиационной науки и техники, опыта эксплуатации летательных аппаратов и зарубежного опыта.

В 1972 был выпущен ряд существенных изменений к НЛГС (НЛГС-1), учитывающих новые требования Международной организации гражданской авиации. В 1974 были введены в действие нормы — НЛГС-2, которые полностью соответствовали требованиям Международной организации гражданской авиации и устанавливали уровень ЛГ, аналогичный уровню НЛГ США и Великобритании тех лет. В 1975 на основе НЛГС-2 с учётом специфики сверхзвуковых летательных аппаратов были разработаны и введены в действие Временные нормы лётной годности сверхзвуковых гражданских самолётов СССР (ВНЛГСС). На основе накопленного опыта применения НЛГС-2 разработаны и введены в действие нормы лётной годности для гражданских транспортных самолётов НЛГС-3 (1984) и нормы для вертолётов НЛГВ-2 (1987). НЛГС-3 соответствуют требованиям Международной организации гражданской авиации и устанавливают уровень ЛГ, аналогичный уровню ЛГ, предусмотренному FAR и JAR.

Для унифицированного подхода к оценке соответствия летательного аппарат требованиям НЛГ разработаны Методы определения соответствия применительно к НЛГС-2 и НЛГС-3, включающие комплекс методов расчётов, моделирования, стендовых и лётных испытаний, на основе которых производится оценка соответствия характеристик летательного аппарата, его двигателей и оборудования требованиям НЛГ.

В отечественных НЛГС-3 предусматривается сочетание количественных и качественных требований к характеристикам и конструкции летательного аппарата, его двигателей, оборудования, а также к методам пилотирования, относящихся к безопасности полёта, и требований, устанавливающих допустимые вероятности возникновения в полёте особых ситуаций различной степени опасности из-за отказов функциональных систем. Выполнение требований ЛГ должно быть подтверждено во всём диапазоне ожидаемых условий эксплуатации. Такая система требований позволяет определить пределы эксплуатационной области полёта, в которой должен обеспечиваться установленный нормами уровень ЛГ, и защитить летательный аппарат от выхода на критические (опасные) режимы и условия полёта. НЛГС-3 состоят из глав, построенных по тематическому признаку, и Приложения П8 (Технические требования к оборудованию летательных аппаратов), которое издано отдельной книгой.

Структура и характер требований НЛГ позволяют конкретно учитывать их с начала проектирования, производить на каждом этапе создания летательного аппарата объективную оценку соответствия нормам. Это даёт возможность повысить безопасность полётов, существенно сократить и в ряде случаев исключить сложные доводочные работы, необходимость которых ранее обнаруживалась в основном в процессе лётных испытаний.

Глава 1 устанавливает назначение и применимость, а также общие принципы сертификации гражданских летательных аппаратов. Она определяет статус и место НЛГ в создании авиационной техники: «НЛГС-3 обязательны для выполнения советскими министерствами, ведомствами, предприятиями, организациями и учреждениями при проектировании, производстве, испытаниях, сертификации, эксплуатации и ремонте летательных аппаратов, их двигателей и оборудования, а также при разработке государственных и отраслевых стандартов, технических требований и технических заданий по гражданской авиатехнике».

Глава 2 включает допустимые значения вероятностных показателей возникновения в полёте особых ситуаций из-за отказов функциональных систем летательных аппаратов. Основной принцип этой группы требований — обеспечение обратной зависимости между вероятностью возникновения особых ситуаций из-за отказов (или их сочетаний) и степенью их опасности. Возникновение катастрофической ситуации при действиях экипажа и наземного персонала в соответствии с инструкциями и руководствами должно быть событием практически невероятным. Применение вероятностного подхода при нормировании ЛГ позволяет проводить оценку безопасности полёта при применении на самолёте принципиально новых систем и конструктивных решений, расширения области условий эксплуатации исходя из заданного уровня ЛГ.

Требования к лётным характеристикам, устойчивости и управляемости (глава 3) включают комплекс показателей, определяющих допустимые динамические свойства летательных аппаратов на каждом из этапов полёта. В основу нормирования указанных характеристик положен принцип, предусматривающий детальное исследование критических режимов полёта [сваливание летательных аппаратов на больших углах атаки, минимальной скорости при несимметричной силе тяги, поведение летательных аппаратов на максимальных (предельных) скоростях и перегрузках (по прочности самолёта) и др.], по результатам которого устанавливаются предельные ограничения летательных аппаратов. Выход летательных аппаратов за них запрещается, так как возможна аварийная или катастрофическая ситуация. Применяя систему коэффициентов, учитывающих разброс параметров пилотирования и характеристик летательных аппаратов в эксплуатации и определяющих допустимые запасы от предельных ограничений параметров полёта, устанавливают эксплуатационные ограничения, преднамеренный выход летательных аппаратов за которые запрещается, так как возможна сложная ситуация. В пределах эксплуатационных ограничений устанавливается допустимая область полёта пассажирских летательных аппаратов в эксплуатации. На этой основе сформировано принципиальное требование — летательный аппарат на всех этапах полёта не должен обладать такими особенностями, которые способствовали бы непроизвольному опасному выходу его за пределы установленных для эксплуатации ограничений.

Нормы прочности летательных аппаратов (глава 4) содержат требования к статической и усталостной прочности конструкции и безопасности от явлений аэроупругости, устанавливают максимально допустимые в эксплуатации условия нагружения, обусловливающие наиболее неблагоприятные в отношении прочности воздействия нагрузок на летательные аппараты или его отдельные части. Эти условия нагружения охватывают все режимы полёта и движение по земле. Разработаны случаи нагружения при воздействии атмосферной турбулентности. Приведены расчётные условия динамического нагружения конструкции при полёте в неспокойном воздухе и при посадке. Предусматриваются принципы «безопасного ресурса» (длительный срок эксплуатации до образования усталостных повреждений) и «безопасного повреждения) (сохранение требуемой прочности при допустимых повреждениях конструкции).

Требования к конструкции летательных аппаратов (глава 5) распространяются на систему управления, шасси, гидравлическую и пневматическую системы, пассажирскую кабину и багажно-грузовые помещения, системы жизнеобеспечения, аварийно-спасательные средства, системы защиты летательного аппарата от удара молний и обледенения, систему регистрации полётной информации и т. п. Требования к системам штурвального управления, управления механизацией крыла направлены на обеспечение заданных характеристик управляемости, устойчивости и манёвренности летательного аппарата, защиты его от выхода за эксплуатационные ограничения, а также на обеспечение практической безотказности путём резервирования, применения системы контроля. Для обеспечения безопасности полёта на больших высотах и создания комфортных условий для пассажиров и экипажа предусмотрены требования к системам кондиционирования воздуха и регулирования давления в герметичных кабинах, а также к аварийной кислородной системе. Нормы, установленные для аварийно-спасательного оборудования, позволяют принять все практические меры дли сведения к минимуму возможности травм пассажиров и экипажа при вынужденных посадках на сушу и воду и обеспечить их эвакуацию. Требования к противообледенительной системе и молниезащите самолёта направлены на обеспечение ЛГ в самых сложных и опасных метеоусловиях.

Требования к двигателям и его системам (глава 6) относятся к сертификации двигателя «до установки на самолёт» и вместе с самолётом. Приведены требования к различным типам газотурбинных двигателей, определяющие выполнение в конструкции двигателя, его агрегатах и системах мер для обеспечения безопасной эксплуатации их на пассажирском самолёте в течение установленного ресурса. Кроме этого, в главе содержатся требования к видам и объёмам стендовых испытаний двигателя в обеспечение его Государственных сертификационных испытаний, подтверждающих его прочностные характеристики и выполнение характеристик по устойчивости и безотказной работе. В отличие от зарубежных, отечественные НЛГ содержат требования к видам и объёмам лётных испытаний двигателя на летающих лабораториях и в компоновке силовой установки самолёта, для которого он предназначен.

Глава 7 содержит требования к системам силовой установки, топливной и масляная системам, к системам охлаждения и управления двигателями, а также комплекс требований по обеспечению противопожарной защиты летательного аппарата в целом. Они относятся к построению и проектированию систем и их испытаниям как по отработке отдельных систем их агрегатов, так и комплексной оценке систем в составе силовой установки летательного аппарата. НЛГ предусматривают независимость каждого из двигателей, то есть отсутствие влияния отказов одного из двигателей на другие, содержат комплекс требований ко всем пожароопасным зонам летательного аппарата, к системам пожаротушения и сигнализации, устанавливают необходимость троекратного резервирования сигнализации и дублирования систем подачи огнетушащих веществ. В соответствии с НЛГ основные средства пожарной защиты должны проверяться испытаниями на специальных натурных стендах пожароопасных отсеков самолёта. НЛГ устанавливают требования к пилотажно-навигационному, радиотехническому, электротехническому, светотехническому оборудованию самолета, выполнение которых является обязательным для обеспечения безопасности полёта (главным образом определяют состав приборов и средств управления, обязательно устанавливаемых на летательном аппарате, задают требования к их функциям и характеристикам. Важную роль играют требования к автономным средствам определения скорости, высоты, курса, отклонения от вертикали, координат самолёта и к системам автоматического управления. Требования к радиотехническому оборудованию навигации, посадки и связи особенно важны из-за необходимости обеспечения безопасности полёта в сложных метеоусловиях и при полётах на большие расстояния. Взаимодействие систем автоматического управления и радиотехнического оборудования позволяет автоматизировать процессы управления и самолётовождения, что играет первостепенную роль в обеспечении безопасного полёта в широком диапазоне условий эксплуатации. В НЛГ содержатся обязательные требования к выбору мощности систем генерирования и степени резервирования источников электроэнергии, качеству электроэнергии на различных режимах работы. Предусмотрены также требования к компоновке кабины экипажа и рабочих мест, за основу которых приняты эргономические закономерности, позволяющие максимально повысить эффективность действий экипажа.

Глава 9 содержит требования к вспомогательным газотурбинным двигателям (ВГТД) как источникам электроэнергии и сжатого воздуха, необходимые для сертификации «до установки на самолёт» и в компоновке самолёта. Требования к воздушным винтам изменяемого шага для самолётов с газотурбинными двигателями изложены в главе 10.

Приложение П8 содержит нормы и методы испытаний бортового оборудования на внешние воздействия: высокую и низкую температуру, вибрации, удары, влажность, а также требования к характеристикам и конструкции отдельных видов оборудования.

НЛГС-2 были внедрены при создании и сертификации самолётов Ил-86, Як-42 и АН-28, а НЛГС-3 — при создании и сертификации самолётов Ту-204, Ил-96-300, Ан-74 и Ил-114.

Нормы лётной годности оказали заметное влияние на весь процесс создания, испытаний и эксплуатации отечественных гражданских самолётов и способствовали повышению уровня безопасности полёта.

М. И. Мазурский.

нормы прочности летательных аппаратов — свод положений, регламентирующих прочность конструкций летательных аппаратов, при которой обеспечивается их безопасная эксплуатация. Н. п. — составная часть Норм лётной годности летательных аппаратов. В научном аспекте Н. п. — инженерная дисциплина, разрабатывающая и обосновывающая требования к прочности конструкции летательных аппаратов на основании достижений аэродинамики, статической и усталостной прочности, аэроупругости и динамики полёта, базирующаяся на опыте эксплуатации и результатах наземных и лётных испытаний летательных аппаратов и широко использующая вероятностно-статистические методы.

Для расчёта летательного аппарата и испытаний его на прочность в Н. п. выбран ряд расчётных условий и расчётных случаев нагружения, соответствующих условиям эксплуатации, наиболее неблагоприятным в отношении прочности по действию нагрузок на летательный аппарат или его составные части. Различают случаи нагружения летательного аппарата в полёте, при взлёте и посадке, в наземных условиях. В каждом из них задаются эксплуатационные максимальные нагрузки или условия их определения. Наиболее неблагоприятное сочетание значений эксплуатационных манёвренных перегрузок n^э, скоростей полёта V и коэффициента нормальной аэродинамической силы C_y для летательного аппарата приведены в виде графиков на рисунке, где A, A', D, D', B, C обозначают различные случаи нагружения. Например, случаю A (D) соответствует максимальное (минимальное) эксплуатационное значение манёвренной перегрузки n^э_max(a) (n^э_min(a)) и максимальное (минимальное) значение коэффициентов нормальной аэродинамической силы C_{y max} (C_{y min}). Случаю A' (D') соответствует максимальная (минимальная) эксплуатационная манёвренная перегрузка и предельно допустимая скорость полёта летательного аппарата — V_{max max'}

Статическая прочность конструкции летательного аппарата проверяется на максимальные расчётные нагрузки P^р, получаемые умножением максимальной эксплуатационной нагрузки P^э на коэффициент безопасности f, также задаваемый в Н. п.: P^р = fP^э. Коэффициент безопасности (обычно f = 1,5) обеспечивает практическое отсутствие разрушений конструкции в процессе эксплуатации и отсутствие остаточных деформаций после действия максимальной эксплуатационной нагрузки.

Принципиальной основой безопасности полёта по условиям усталостной прочности конструкции является обеспечение практического отсутствия повреждений, непосредственно приводящих к катастрофической ситуации, под воздействием повторяющихся при эксплуатации нагрузок в течение назначенного ресурса авиационной конструкции, который не должен превышать допустимую наработку, определяемую либо выносливостью конструкции, либо её эксплуатационной живучестью. При назначении ресурса используется система коэффициентов надёжности, учитывающих возможные разбросы характеристик выносливости, надёжность обнаружения усталостных повреждений, достоверность данных о повторяемости нагрузок и степень соответствия программы испытаний конструкции на выносливость реальным нагрузкам в процессе эксплуатации.