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

Разновидность П. — сферопласты (или синтактные пенопласты), получаемые путём смешения микросфер с полимерным связующим. Плотность сферопластов зависит от материала микросфер (стекло, полимеры, углерод и др.), их удельного содержания и составляет от 200—300 до 700—800 кг/м³.

Пеностекло, пенокерамику получают путём обжига шихты, содержащей добавки мела, мраморной муки, кокса и других веществ, разлагающихся при нагревании с выделением в расплавленной массе газообразных продуктов. Вспененный материал затем охлаждается. Плотность такого П. от 100—200 до 700—1000 кг/м³.

Для получения пеноалюминия (плотность от 250 до 750 кг/м³) в расплавленный металл вводят гидриды титана, циркония, разлагающиеся с выделением водорода. Пенистая структура сохраняется при быстром охлаждении.

Свойства П. зависят от их химического состава, плотности, структуры. Чем меньше плотность, тем меньше и механическая прочность П., но тем лучше их теплоизоляционные свойства. П. замкнуто-ячеистой структуры отличаются малым водопоглощением, сохраняют плавучесть в течение многих лет. П. на основе полимеров и керамики — хорошие диэлектрики. Пенопластмассы на основе фенопластов и полиимидов сохраняют работоспособность до 200—350{{°}}С, пеноалюминий — до 400—500{{°}}С, пенокерамика — до 800—1000{{°}}С.

П. выпускают в виде листов, плит, готовых формованных изделий, а также в виде полуфабрикатов для вспенивания на месте применения непосредственно в объёмах конструкций. В авиастроении П. применяют в качестве заполнителей несущих плоскостей самолётов, для теплоизоляции кабин, для изготовления радиопрозрачных обтекателей, линзовых антенн, отражателей, герметизации блоков радио- и электротехнической аппаратуры; эластичные П. используются как демпфирующие и амортизирующие материалы, как мягкие элементы авиационных кресел; крупноячеистый поролон служит в качестве взрывоподавляющего и огнепреграждающего средства в топливных баках.

Лит.: Берлин А. А., Шутов Ф. А., Химия и технология газонаполненных высокополимеров, М., 1980.

М. Я. Бородин.

«Первое российское товарищество воздухоплавания С. С. Щетинин и К°», завод Щетинина, — первое специализированное авиастроительное предприятие в России. Основано в июле 1909 в Петербурге (С. С. Щетинин — директор-распорядитель, юрист по образованию, спортсмен-авиатор). Освоение производства самолётов началось в 1910 с постройки бипланов «Россия-А» и монопланов «Россия-Б» (изготовлено по 5 экземпляров каждого), а затем стали выпускаться самолёты французских моделей по заказам Военного ведомства. С приходом на завод Д. П. Григоровича получили развитие работы по гидросамолётам. В 1914 была построена его первая летающая лодка М-1, в 1915 и 1916 созданы широко известные лодки М-5 и М-9 (рис. в таблице VI), которые отличались высоким для своего времени техническим уровнем и были приняты на вооружение. В 1910—1917 было выпущено св. 1300 самолётов различных типов. Производство лодок Григоровича продолжалось и после национализации завода (он вошёл в состав завода «Красный лётчик»).

перевозка воздушная — транспортировка пассажиров, багажа, грузов и почты, выполняемая авиатранспортными предприятиями на воздушных судах за установленную плату в соответствии с условиями договора П. в.

Общие вопросы, связанные с международными П. в., регулируются нормами Варшавской конвенции 1929 и Гаагского протокола 1955, а также национальным законодательством. Международная ассоциация воздушного транспорта (ИАТА) выработала общие условия П. в., с учётом которых во всех странах каждое авиапредприятие самостоятельно разрабатывает правила П. в.

Договор воздушной перевозки груза (почты), его условия и принятие груза (почты) к перевозке удостоверяются грузовой (почтовой) накладной. Вместо накладной могут использоваться технические средства, сохраняющие запись информации об условиях заключённого договора перевозки. Тарифы и сборы, взимаемые при перевозке грузов, указываются в грузовой накладной перевозчиком. На каждую грузовую отправку составляется отдельная грузовая накладная.

По одному П. д. могут осуществляться перевозки различными видами транспорта (перевозки в прямом смешанном сообщении).

См. также Варшавская конвенция 1929.

Переворот.

в вертикальной плоскости и выходом, в горизонтальный полёт в направлении, противоположном вводу в горку (см. рис.).

Переворот на горке.

перегоночная дальность полёта — дальность полёта при отсутствии коммерческой (боевой) нагрузки с запасом топлива, определяемым ограничениями по прочности летательного аппарата, и с минимально необходимым для выполнения задания снаряжением. Для увеличения запаса топлива могут использоваться дополнительные внутренние и подвесные топливные баки.

перегородки на крыле летательного аппарата — пластины, установленные вертикально на стреловидном крыле параллельно плоскости симметрии летательного аппарата. Обычно П. устанавливают на верхней поверхности крыла; иногда П. выполняют с охватом носовой части профиля (см. рис.). П. ослабляют неблагоприятные эффекты, связанные с интенсивными поперечными течениями на верхней поверхности стреловидного крыла, направленными в сторону концов крыла. Эти поперечные течения приводят к утолщению пограничного слоя и возникновению срывов потока в концевых сечениях крыла при сравнительно малых углах атаки. Развитие срывного обтекания снижает несущие свойства концевых сечений крыла и ухудшает тем самым продольную устойчивость и поперечную управляемость летательного аппарата (см. Боковая управляемость) с крылом прямой стреловидности при больших углах атаки. Установка П. приводит к увеличению максимального значения коэффициента подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты) и критических углов атаки, улучшению продольной статической устойчивости, повышению эффективности элеронов, расположенных в концевых сечениях крыла. Эпюры распределения давления показывают, что в сечениях крыла прямой стреловидности, расположенных по размаху ниже П., несущие свойства существенно возрастают, и хотя в сечениях, расположенных выше П., эти свойства несколько уменьшаются, в целом установка П. создаёт существенный положительный эффект увеличения подъёмной силы крыла при больших углах атаки. На крейсерских режимах полёта наличие П. приводит к некоторому росту аэродинамического сопротивления летательного аппарата.

Перегородки (заштрихованы) на крыле самолёта.

2) Динамический фактор полёта, оказывающий определённое влияние на организм человека. По характеру воздействия П. могут быть ударными (кратковременными) и длительными. Ударные П. (от тысячных до десятых долей секунды) имеют место при авариях, жёсткой посадке летательного аппарата, катапультировании, раскрытии парашюта и приземлении. Длительные П. возникают в манёвренном полёте — так называемая пилотажная перегрузка (ПП). ПП характеризуется направлением, длительностью и повторяемостью действия. Направление вектора ПП всегда противоположно вектору ускорения (прямолинейному или радиальному). По направлению относительно главной -оси тела человека различают продольные, поперечные и боковые ПП. В полете чаще всего встречаются продольные П. — вдоль линии «голова — таз». В особый класс выделяют большие и длительные П. (БДП) — более 7 единиц более 10 с и с градиентом нарастания более 1 ед/с.

Изменения, происходящие в организме человека под влиянием ПП, зависят от параметров перегрузки, внешних условий, функционального состояния организма и средств защиты от П. Действие ПП субъективно воспринимается как повышение веса тела и сопровождается выраженным затруднением дыхания и движения конечностей, появлением зрительных нарушений (серая и чёрная пелена), иногда возникают неприятные и даже болевые ощущения (главным образом в подложечной и загрудинной областях). Воздействие ПП характеризуется увеличением гидростатического давления крови и неоднородной деформацией различных органов, что приводит к усиленному перемещению крови в нижнюю половину тела и особенно в сосуды брюшной полости, к снижению притока крови к сердцу и её обогащения кислородом в лёгких, ухудшению кровотока в сосудах мозга и глазного яблока, повышению возбудимости центральной нервной системы и проводящей системы сердца. В крайних случаях, при экстремальных значениях ПП или при ослабленном состоянии организма (перегревание, заболевание, утомление, мышечное расслабление и др.), а также при отсутствии противоперегрузочного костюма возможно кратковременное обморочное состояние, которое может сопровождаться полкой или частичной потерей пространственной ориентации, судорогами, снижением работоспособности в период восстановления.

При повторных воздействиях БДП при условии их постепенного нарастания обычно возникает состояние повышенной тренированности организма. Для профилактики неблагоприятного воздействия БДП и повышения их переносимости проводят систему мероприятий с использованием средств противоперегрузочной защиты. К ним относятся различные устройства, создающие противодавление на нижнюю половину тела и в лёгких, уменьшающие составляющую П. вдоль линии «голова — таз», например, за счёт наклона спинки кресла назад, а также специальная подготовка, тренировка на центрифугах и в манёвренном полёте. Не менее важное значение имеет соблюдение общегигиенических требований, грамотное выполнение лётчиком противоперегрузочных приёмов, знание правил эксплуатации защитного противоперегрузочного снаряжения и поведения в критических ситуациях.

X(p) = ∫^∞₀X(t)e^-ptdt

Обратное преобразование Лапласа определяет оригинал по его изображению:

{{формула}}

Линейному дифференциальному уравнению с постоянным коэффициентом a_l и bl

{{формула}}

(Х_вых — отклик системы на внешнее воздействие Х_вх) соответствует уравнение в изображениях X_вых(p) = W(p)X_вх(p) (в теории управления это уравнение принято изображать графически — см. рис.), где W(p) = В(р)/А(р) и есть П. ф. системы. При этом {{формула}}, {{формула}}, а Х_вх и Х_вых — изображения входного и выходного сигналов, вычисленные при условии, что в начальный момент времени указанные функции и их производные равны нулю [уравнение А(р) = 0 — характеристическое уравнение, а корни уравнения В(р) = 0, характеризующие воздействие входного сигнала на систему, называются нулями П. ф.]. П. ф. системы определяется только её статическими и динамическими свойствами; результатом её обратного преобразования является импульсная переходная функция, то есть реакция системы на импульсное входное воздействие.

П. ф. сложной системы является комбинацией П. ф. составляющих её звеньев. Для многомерной системы, имеющей несколько входов, могут быть определены П. ф. по всем параметрам состояния и их линейным комбинациям при каждом входном воздействии. П. ф. широко применяются при анализе динамики летательного аппарата и синтезе систем управления, так как позволяют полностью или частично решить ряд задач этого класса с помощью алгебраических операций.

При исследовании динамики летательного аппарата с системами управления, включающими бортовые ЭВМ, используется так называемое Z-преобразование сигналов и соответствующие ему дискретные (импульсные) П. ф. систем и их элементов.

В системах управления с механической проводкой управления применяются несколько типов устройств изменения k_ш. К простейшим устройствам относится механизм нелинейной передачи от РУ к рулю (рис. 1). Механизм нелинейной передачи обеспечивает малое отклонение руля вблизи нейтрального положения РУ (k_{ш min}) и большое отклонение при крайних его положениях (k_{ш mах}). Устройства другого типа производят однократное дискретное изменение k_ш, например, после взлёта и перед посадкой самолёта по сигналам уборки или выпуска шасси или закрылков. Применение указанных простейших устройств регулирования k_ш не позволяет обеспечить оптимальные характеристики управляемости во всём диапазоне режимов полёта летательного аппарата, особенно для управления продольным движением. Поэтому в системах управления этим движением применяются более сложные устройства регулирования k_ш — автоматы П. о., изменяющие k_ш в зависимости от режимов полёта, например, скорости V, высоты полёта Н, так называемого балансировочного отклонения руля _бал (см. Балансировка). Такой автомат может обеспечить практически постоянное перемещение РУ на единицу нормальной перегрузки. Наибольшее распространение в системах управления продольным движением получили две основные схемы автоматов регулирования k_ш. В первой схеме (рис. 2) с помощью обычно электромеханического привода изменяется плечо в одном из звеньев механической проводки по сигналам вычислителя k_ш. В другой схеме регулирование k_ш осуществляется суммированием движения механической проводки и выходного элемента последовательного сервопривода. В этой схеме в вычислитель дополнительно вводится сигнал от датчика перемещений РУ. При значительном диапазоне изменения k_ш (более чем в 2,5 раза) требуются специальные меры обеспечения надёжности таких устройств (например, резервирование). Другое название П. о. — коэффициент передачи.

Рис. 1.

На рис. 2 приведены примеры зависимостей коэффициента шарнирного момента m_ш (см. Аэродинамические коэффициенты) ОУ от угла его отклонения {{}} для неперекомпенсированного (кривая 1), перекомпенсированного (кривая 2), частично перекомпенсированного (кривая 3) ОУ и для ОУ с местным уменьшением шарнирного момента (кривая 4). П. ОУ может возникнуть не сразу при его отклонении, а начиная с какого-то угла; такой ОУ называется частично перекомпенсированным. ОУ, имеющий зависимость коэффициента шарнирного момента вида 4 на рис. 2 (возникающую, например, при использовании аэродинамической компенсации), называют ОУ с местным уменьшением шарнирного момента, поскольку во всём диапазоне углов его отклонения обращение знака шарнирного момента не наблюдается. Однако если в области снижения шарнирного момента лётчик триммером уменьшит его до нуля (кривая 5), то при дальнейшем увеличении угла отклонения ОУ происходит обращение знака шарнирного момента и возникает местная П. (область П. заштрихована) ОУ на сбалансированных режимах полёта.

Полёт самолёта с частично перекомпенсированным ОУ или с ОУ, имеющим местное уменьшение шарнирного момента, также может привести к большим затруднениям при пилотировании из-за возможного обращения знака усилий на рычаге управления.

В. Г. Микеладзе.

Рис. 1. Схема направлений усилия F пилота на ручке управления, перемещения n ручки управления, отклонения {{}} органа управления ОУ и шарнирного момента М_ш для «нормального» а и перекомпенсированного б органов управления.

Рис. 2.

перекрытие несущих винтов — геометрическая характеристика взаимного расположения несущих винтов в горизонтальной плоскости у вертолётов двухвинтовой и многовинтовой схем. Мерой П. н. в. служит коэффициент перекрытия, равный отношению расстояния между центрами втулок несущих винтов к их радиусу (см. рис.). У винтов, ометаемые площади которых только касаются друг друга, коэффициент перекрытия равен 2. При сближении втулок винтов получаются схемы с перекрытием. В практике проектирования коэффициент перекрытия берётся обычно 1,5—1,7. Применение винтов с перекрытием позволяет создать более компактные конструкции вертолётов, обладающие меньшей массой, но при этом увеличивается взаимное влияние винтов, которое уменьшает подъёмную силу (то есть увеличивает потребную мощность).

Перекрытие несущих винтов: а — перекрытие; R — радиус несущего винта.

А. Д. Перелет.

В аэродинамике изложенные выше традиционные определения П. я. с линейными переносными свойствами среды оправдай при Кнудсена числе Kn{{ < < }}1. При Kn{{ = }}1 П. я. носят более сложный нелокальный и, вообще говоря, нелинейный характер, и определяются не, только перемещением и столкновением молекул и атомов среды между собой, но и взаимодействием их с обтекаемой поверхностью.

Табл. — Перелёты отечественных и зарубежных лётчиков

{{формула}}

В 1984 государства-участники Чикагской конвенции 1944 приняли поправку к конвенции, в которой согласились воздерживаться от применения оружия к находящимся в полёте гражданским воздушным судам в процессе выполнения перехвата, с тем чтобы не подвергать угрозе безопасность воздушного судна и жизнь его пассажиров. Это обязательство не должно истолковываться как изменяющее в какой-либо мере права и обязательства государств, предусмотренные в Уставе ООН в отношении самообороны. Одновременно в поправке подчёркнута обязанность государств принимать меры, запрещающие использование зарегистрированных в нём гражданских воздушных судов для каких-либо целей, несовместимых с целями конвенции.

Информационное обеспечение П. в. ц. осуществляется на первом этапе от радиолокационных станций внешней АСУ, которая измеряет координаты ВЦ (или группы ВЦ) и координаты используемых АС. Информация о текущих координатах, состоянии и трассах воздушных объектов составляет воздушную обстановку, которая отображается на индикаторах командного пункта (КП). Боевой расчёт КП, оценивая воздушную обстановку и возможности АС ПВО, принимает решение о П. в. ц. и определяет метод наведения АС. Управление АРКП проводится боевым расчётом пункта наведения, реализующим решение КП с помощью вычислителей, системы отображения информации и средств связи.

На втором этапе АРКП управляется от бортовой радиолокационной станции (БРЛС), с помощью которой измеряются относительные координаты цели, вычисляются команды управления АРКП, осуществляется пуск ракет по ВЦ.

Команды управления являются функциями фазовых координат ВЦ. Соответствующая зависимость называется законом управления, который реализует один из методов наведения (метод погони, метод атаки и др.). Управление осуществляется воздействием на органы управления летательного аппарата, в результате чего реализуются заданные крен, поперечная перегрузка летательного аппарата и тяга двигателя.

В общем виде боевые возможности АС оцениваются зоной перехвата — областью пространства, в которой может быть достигнуто поражение ВЦ, вероятностью поражения ВЦ при перехвате её внутри зоны, а также пропускной способностью. Размеры зоны перехвата являются функцией характеристик АС, начального состояния АС и ВЦ, а также параметров движения ВЦ. В гарантированной зоне перехвата поражение ВЦ достигается в случае применения ею любых манёвров уклонения. Пропускная способность единичного АС характеризуется осреднённым по зоне перехвата максимальным темпом «обслуживания» ВЦ.

П. в. ц. по заданному типу поражения — величина случайная. Вероятность W успешного П. в. ц. внутри зоны перехвата приближённо оценивается формулой

{{формула}}

где f₁ — плотность распределения вероятности относительных фазовых координат воздушной цели в процессе выполнения первого этапа наведения; f₂ — плотность распределения вероятности захвата цели БРЛС в относительном фазовом пространстве; P₆ — распределение условной вероятности поражения ВЦ боевым снаряжением АС в фазовом пространстве; {{Ω}} — пересечение зоны возможных атак в фазовом пространстве и зоны захвата ВЦ БРЛС.

Системы ПВО начала 80 х гг. были рассчитаны на перехват любых видов аэродинамических и воздухоплавательных летательных аппаратов (крылатых ракет, аэростатов, самолётов и вертолетов всех типов) с эффективной поверхностью рассеяния 0,1 м² и более, летящих на высоте 0,015—30 км с максимальными скоростями до 5000 км/ч, при любых погодных условиях.