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

Корабельные самолёты по типу взлёта классифицируются на самолёты катапультного, короткого (или трамплинного) и вертикального взлёта.

Самолёт катапультного взлёта выполняет взлёт с помощью катапульты взлётной, обеспечивающей на небольшой дистанции разгон самолёта до требуемой скорости, а посадку совершает с помощью аэрофинишёра, для чего оборудуется тормозным крюком. Эти самолёты (по сравнению с самолётами сухопутного базирования) имеют усиленную носовую стойку шасси, увеличенный ход амортизационных стоек основных опор шасси, относительно короткий фюзеляж, улучшенный обзор из кабины лётчика. Их масса достигает 35 т.

Корабельные самолёты короткого или трамплинного взлёта осуществляют взлёт с разбегом по палубе или с помощью трамплина. Выполнять короткий взлёт без трамплина способны самолёты с подъёмными двигателями и (или) подъёмно-маршевыми двигателями (в том числе корабельные самолёты вертикального взлёта и посадки), а взлетать с трамплина могут и самолёты с обычными силовыми установками (при большой тяговооружённости). Посадка в зависимости от типа самолёта может быть вертикальной с коротким пробегом или с использованием аэрофинишёра. Корабельные самолёты всех типов имеют складывающиеся консоли крыльев для уменьшения их размеров с целью размещения возможно большего числа их на авианесущем корабле.

Корабельные самолёты появились благодаря опытам полётов оборудованых колёсами самолётов с палуб кораблей в 1910—1911. Первый взлёт самолёта с палубы корабля был выполнен 14 ноября 1910 американским лётчиком Ю. Эли с крейсера «Бирмингем»; он же осуществил первую посадку самолёта на палубу крейсера «Пенсильвания» 18 января 1911. В то же время создавались гидросамолёты, приспособленные к взлёту с палубы при помощи катапульты. Посадка осуществлялась на воду вблизи корабля, после чего самолёт поднимали на палубу. Во время Первой мировой войны в русских и английских флотах успешно использовались гидросамолёты такого типа. В 30—40 х гг. на вооружение крейсеров и некоторых линкоров советских и иностранных флотов поступили лёгкие гидросамолёты, предназначенные для разведки и корректировки артиллерийский огня, взлетавшие с палуб с помощью катапульт.

С увеличением скорости полёта самолётов и улучшением другие лётных характеристик оказалось, что колёсные самолёты более эффективны. Они и стали основн типом корабельных самолётов. В период Второй мировой войны корабельные самолёты (истребители, торпедоносцы, бомбардировщики) имели поршневые двигатели. Скорость их полёта достигала 700 км/ч, практический потолок 12 км, дальность полёта 2000 км. В послевоенный период появились реактивные корабельные самолёты: истребители, штурмовики, бомбардировщики, противолодочные, радиолокационного дозора, радиопротиводействия. Корабельные самолёты начала 90 х гг. имеют скорость полёта более 2500 км/ч, практический потолок до 22 км, дальность полёта до 5500 км.

Корабельные вертолёты по принципу работы и внешнему облику подобны вертолётам сухопутного базирования, но в отличие от них имеют складывающиеся лопасти несущего винта, швартовочные узлы, шасси повышеной прочности, способные выдержать нагрузки при посадке на качающуюся палубу.

В. Ф. Павленко.

Корзинщиков Сергей Александрович (1904—1943) — советский лётчик-испытатель. Окончил теоретическую школу авиации в г. Егорьевске (1923), 1 ю военную школу лётчиков (1924) и Высшую военно-авиационную школу воздушной стрельбы и бомбометания в г. Серпухове (1924). Служил лётчиком-истребителем в ВВС (1924—1928), лётчиком-испытателем в Научно-испытательском институте ВВС (1928—1930), затем работал лётчиком-испытателем в Центральном аэрогидродинамическом институте, где проводил лётные испытания многие экспериментальных автожиров (1930—1940), а также опытных самолётов ряда ОКБ, например, истребителя Як-1. Погиб в Великую Отечественную войну. Награждён орденами Ленина, Красной Звезды. Портрет смотри на стр. 288.

С. А. Корзинщиков.

Н. И. Коровушкин.

Соч.: Творческое наследие акад. С. П. Королева. Избр. труды и документы, М.. 1980.

С. П. Королёв.

Ф. А. Коротков.

Специфика авиационных конструкций определяет применение в значительных объёмах лёгких сплавов, среди которых на первом месте находятся алюминиевые сплавы. Наиболее опасные виды К. для конструкционных алюминиевых сплавов — расслаивающая К. и коррозионное растрескивание (КР). Высокая прочность сплавов свойственна ориентированным структурам, при наличии которых оба названных вида К. способствуют образованию и развитию трещин и соответствии с этой ориентацией, то есть с раскрытием их по толщине, в высотном направлении. Расслаивающая К. является более распространенным в авиации видом коррозионного поражения. КР выявляется обычно в деталях, изготовленных из толстостенных полуфабрикатов, и лишь в отдельных случаях наблюдается у тонкостенных изделий с рекристаллизованным мало ориентированным зерном (например, в цельнотянутых трубах). В целях предотвращения этих видов К. используют структурно-регламентированное старение, получившее для ряда сплавов название «смягчающего», поскольку в этом случае оно приводит к снижению механической прочности. Контроль коррозионных свойств проводят измерением электрической проводимости, учитывая корреляцию с распадом твёрдого раствора и сопротивлением КР.

Сочетание различных типов нагружения и изменения характера коррозионного воздействия на стоянках и в полёте может приводить к сопряжённым или последовательным коррозионным поражениям разного вида. Например, у лопастей винтов вертолётов и самолётов первоначально возникшая транс- или межкристаллитная К. сопровождается последующим развитием усталостных или коррозионно-усталостных трещин. Сопротивление таким видам К. в основном определяется составом и структурой сплава и обработкой поверхности.

Детали летательных аппаратов из магниевых сплавов подвергаются в эксплуатации преимущественно «язвенной» К. Интенсивное её развитие в отдельных местах определяется наличием влаги и недостаточной адгезией защитных покрытий. В некоторых магниевых сплавах при наличии постоянно действующих, достаточно высоких растягивающих напряжений может развиваться и КР. Однако более характерно КР для высокопрочных сталей. В стальных деталях КР развивается в результате неправильной термообработки или нарушения режимов сварки, а также вблизи разного рода макро- и микроконцентраторов напряжений. См. также Противокоррозионная защита.

Косая петля.

С. А. Косберг.

Первая К. с. — минимальная скорость, при которой космический аппарат в гравитационном поле Земли может стать искусственным спутником Земли. Вычисляется по формуле v₁ = (GM/r)^1/2, где GМ = 398603 км³/с² (G — постоянная тяготения, М — масса Земли). Первая К. с. называется также круговой скоростью; если в момент выхода на орбиту летательный аппарат имеет скорость, перпендикулярную направлению на центр Земли и равную v_I, то его орбита (при отсутствии возмущений) будет круговой. У поверхности Земли первая К. с. имеет значение v_I = 7,91 км/с.

Вторая К. с. — минимальная скорость, необходимая для того, чтобы летательный аппарат превратился в искусственный спутник Солнца. Применяются также и другие названия: скорость убегания, скорость ускользания, а также параболическая скорость, так как летательный аппарат с начальной скоростью v_II движется по параболической траектории, удаляясь сколь угодно далеко от Земли, оставаясь при этом в пределах Солнечной системы. Скорости меньше параболической называются эллиптическими, больше — гиперболическими. Вторая К. с. определяется по формуле v_II = (2GM/r)^l/2; у поверхности Земли v_II = 11186 км/с.

Третья К. с. — минимальная скорость, необходимая для того, чтобы летательный аппарат, запущенный у Земли, преодолел притяжение Солнца и покинул Солнечную систему. Третья К. с. определяется из условия, что летательный аппарат должен иметь параболическую скорость относительно Солнца, вблизи орбиты Земли эта скорость равна около 42 км/с. Чтобы ее достичь, тело у поверхности Земли должно приобрести скорость v_III = 16,67 км/с.

Понятия К. с. применяются также при анализе движения летательного аппарата в гравитационных полях других планет или их спутников, Солнца.

косой скачок уплотнения — см. в статье Ударная волна.

Костович Огнеслав (Игнатий) Степанович (1851—1916) — изобретатель и конструктор в области воздухоплавания. По национальности серб. В юности жил в г. Пешт (Венгрия). В конце 1870 х гг. переселился в Россию. С 1879 работал над созданием дирижабля. Изыскивал для него новый тип прочного и лёгкого материала, в начале 1880 х гг. изобрёл «арборит» — фанеру высокой прочности. В 1882 организовал паевое Товарищество по постройке воздушного корабля Россия». Дирижабль не был достроен. К. предполагал использовать для дирижабля сконструированный им бензиновый двигатель, на который в 1888 он подал заявку. Привилегия на двигатель была выдана К. в 1892.

О. С. Костович.

Соч.: История одного изобретения. Русский парашют, 2 изд., М.—Л., 1939.

Г. Е. Котельников.

С. А. Кочеригин.

А. Г. Кочетков.

Соч.: Собр. сочинен. т. 1—2, М.—Л., 1949.

Н. Е. Кочин.

Кошиц Дмитрий Александрович (1902—1944) — военный лётчик, планерист, испытатель автожиров, подполковник. Учился в строительном техникуме. В 1919 добровольно вступил в Красную Армию. Учился (1923—1925) в школе военных лётчиков, Серпуховской высшей школе воздушного боя и бомбометания («Стрельбом»). Был начальником штаба авиаэскадрильи (1926—1927), инструктором в авиабригаде научно-исследовательского института ВВС (1932—1937). В 30 х гг. испытывал советские автожиры КАСКР-2, ЦАГИ А-14, в 1940 — первый военный автожир А-7. В полётах на планерах установил рекорды: в 1929 высоты (1520 м), в 1933 — дальности буксировочного полёта с пассажиром на планёре Ш-5 за самолётом Р-5 (5025 км), в 1935 — продолжительности полёта (11 ч 30 мин) и высоты полёта (525 м) с двумя пассажирами. В 1932 совершил на авиетке Г-8 большой кольцевой агитперелёт по 20 городам страны протяженностью 5200 км. Во время Великой Отечественной войны К. — лётчик-инспектор авиации. Погиб в авиакатастрофе. Награждён орденом Красной Звезды, медалями.

Д. А. Кошиц.

В установившемся потоке идеальной несжимаемой жидкости и в изоэнтропическом потоке сжимаемой жидкости вдоль линии тока полное давление постоянно и, следовательно, v = l. Если в элементарной струйке тока сверхзвуковой поток совершенного газа тормозится, проходя через прямой скачок уплотнения с Маха числом М перед ним, то К. в. п. д. вычисляется по формуле Рэлея

{{формула}}

{{формула}}

где {{γ}} — показатель адиабаты. Если вектор скорости потока образует с фронтом ударной волны угол {{θ}}_ω(косой скачок уплотнения), то v можно рассчитать по этой же формуле, если в ней М заменить на М_n = Msin{{θ}}_ω). При пересечении элементарной струйкой тока системы из N ударных волн суммарный К. в. п. д. определяется произведением v{{_Σ}} = {{П}}ⁿ_i∞1v₁, где v_i — К. в. п. д. в i й ударной волне. При движении несовершенного идеального газа К. в. п. д. для ударной волны определяется путём чиссенного интегрирования уравнений газовой динамики, записанных в интегральной форме.

В. А. Башкин.

коэффициент давления в аэродинамике — безразмерная величина c_p, равная разности местного давления p я давления в невозмущённом потоке р_∞ отнесённой к скоростному напору невозмущённого потока:

{{ формула }}

где {{ρ}}_∞, V_∞ — плотность и скорость газа невозмущённого потока (на бесконечности).

коэффициент избытка воздуха — отношение действительного количества воздуха в горючей смеси к теоретически необходимому для ее полного сгорания (см. Стехиометрический состав горючей смеси). В зависимости от типа двигателя и режима его работы К. и. в. в камере сгорания может изменяться от значений меньше единицы до нескольких десятков.

коэффициент надёжности {{η}} — применяется для определения ресурса конструкции t_рес по результатам испытаний или расчётов долговечности конструкции t_р:{{η}} = t_р/t_рес. К. н. вводится для обеспечения высокого уровня надёжности летательного аппарата по условиям сопротивления усталости и с учётом возможных разбросов характеристик этого сопротивления, достоверности данных о повторяемости внешних нагрузок, скорости распространения трещин и характерных особенностей мест разрушений, а также неточностей испытаний или расчётов.

коэффициент пассажирозагрузки — показатель занятости пассажирских мест в самолёте (в процентах), характеризующий интенсивность использования воздушных судов гражданской авиации. Для конкретного рейса определяется как отношение фактически выполненного объема работы (в пассажиро-км) к предельно возможному, равному произведению числа установленных на летательном аппарате пассажирских кресел на тарифное расстояние данного рейса. В статистической отчётности широко используются среднегодовые значения К. п. для парка гражданской авиации отдельных стран или мирового парка в целом. В 1989 К. п. в странах-участницах Международной организации гражданской авиации составил 68%. В СССР среднегодовой К. п. на воздушном транспорте достигал 80% и более.

коэффициент полезного действия воздушного винта — отношение полезной мощности, затрачиваемой на преодоление сопротивления движению летательного аппарата, к мощности двигателя N: {{η}} = PV/N (Р — тяга винта, V — поступательная скорость летательного аппарата).

При таких скоростях полёта, когда на лопастях воздушного винта не возникает местных сверхзвуковых течений, основные потери связаны с индуктивным сопротивлением (индуктивные потери) и профильным сопротивлением. Индуктивные потери минимальны, если винт создаёт за собой поле скоростей, совпадающее с описываемой винтом твёрдой винтовой поверхностью. смещающейся с пост, скоростью в направлении своей оси. Такое или близкое к нему поле скоростей обеспечивается соответствующим выбором распределения циркуляции скорости вдоль лопасти (то есть выбором формы лопасти).

При больших дозвуковых скоростях полёта, когда на лопасти образуются области со сверхзвуковым течением, замыкаемые скачками уплотнений, существенным становится волновое сопротивление (волновые потери). Эффективным способом уменьшения волновых потерь является использование профилей с возможно большими значениями критических Маха чисел и сверхкритических профилей, а также отгиб лопасти назад (саблевидные лопасти) аналогично стреловидному крылу. Отгиб вперёд (обратная стреловидность) здесь эффекта не даёт вследствие роста относительной скорости обтекания с увеличением радиуса и смешения замыкающего скачка уплотнения к задней кромке. С ростом числа Маха полёта {{η}} воздушных винтов с широкими гонкими саблевидными лопастями (винтовентиляторов) уменьшается значительно меньше, чем {{η}} винтов с обычными узкими лопастями, хотя индуктивные потери одинаковы.

Г. И. Майкапар.

коэффициент полезного действия компрессора, турбины — отношение полезной работы к затраченной (располагаемой) в предположении отсутствия теплообмена потока с внешней средой. Наиболее широко распространены следующие коэффициенты полезного действия по параметрам заторможенного потока: изоэнтропический {{η}}^*_н.н. и политропический {{η}}^*_п.к. компрессора и {{η}}^*_т неохлаждаемой турбины:

{{ формула }}

{{ формула }}

{{ формула }}

где i^*_в1, i^*_г1 — начальные значения удельной энтальпии воздуха и газа, Дж/кг; s^*_п1 — начальное значение удельной изобарной энтропии воздуха, Дж/(кг*К); i^*_п.к., i^*_г.т., s^*_в.к. — их конечные значения при действительном процессе; i^*_г.и.т.. — конечные значения удельной энтальпии воздуха и газа при изоэнтропическом процессе и действительном давлении; {{π}}^*_к —степень повышения полного давления воздуха а компрессоре; R — удельная газовая постоянная воздуха, Дж/(кг*К). При одинаковом аэродинамическом совершенстве в компрессоре с ростом {{π}}^*_к значение {{η}}^*_и.к. уменьшается, а значение {{η}}^*_п.к. сохраняется неизменным; в турбине с ростом степени понижения полного давления газа {{π}}^*_т значение {{η}}^*_т. возрастает. Для охлаждаемой турбины применяется эффективный коэффициент полезного действия ступени {{η}}^*_т.эф.. В случае использования охлаждающего воздуха, подводимого в рабочее колесо для увеличения работы турбины.

{{формула}}

где G_г,G_о.с.а.,G_в.р.к. — массовый расход газа, охлаждающего воздуха в сопловом аппарате и в рабочем колесе, кг/с; i^*_г1, i^*_s1 — удельная энтальпия газа и воздуха при входе; i^*_см.с.а. — удельная энтальпия смеси газа и воздуха за сопловым аппаратом; i^*_{см. т}, i^*_см.н.т — действительная удельная энтальпия смеси за турбиной и при изоэнтропическом расширении.

В. М. Микартичан.

коэффициент полезного действия реактивного двигателя — безразмерная величина, характеризующая степени совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д.

Полный коэффициент полезного действия {{η}}₀, выражается отношением полезной тяговой мощности двигателя к затраченной в единицу времени термохимической и кинетической энергии топлива, находящегося на борту летательного аппарата. Пренебрегая нагревом топлива в баках и системах вне двигателя, получим {{η}}₀ = PV/[G_т(H_u + V²/2)], где Р — реактивная тяга двигателя, V — скорость полёта, G_т — расход топлива (горючего и окислителя в ракетных двигателях) во всех камерах сгорания двигателя в единицу времени, H_u — теплота сгорания 1 кг топлива (в воздушно-реактивном двигателе) или 1 кг смеси горючего и окислителя (в ракетном двигателе). Полный коэффициент полезного действия равен произведению эффективного и полётного коэффициент полезного действия ({{η}}_э и {{η}}_п), характеризующих соответственно термогазодинамическое совершенство двигателя и его совершенство как движителя: {{η}}₀ = {{η}}_э{{η}}_п.

У воздушно-реактивного двигателя эффективный коэффициент полезного действия определяется отношением создаваемой двигателем располагаемой работы (в виде разности кинетической энергий вытекающих из сопел газов и набегающего потока воздуха) к затраченной энергии топлива. У воздушно-реактивного двигателя простейших одноконтурных схем (турбореактивный двигатель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель) этот коэффициент полезного действия близок к термическому коэффициенту полезного действия термодинамического цикла и сохраняет характер его зависимости от основных параметров цикла. У турбореактивного двухконтурного двигателя {{η}}_э несколько снижается из-за потерь при обмене энергий между контурами, однако полный коэффициент полезного действия турбореактивного двухконтурного двигателя на малых скоростях растёт в связи с ростом полётного коэффициента полезного действия. У двигателей с форсажными камерами сгорания при малых V значение {{η}}_э уменьшается вследствие того, что подвод топлива в форсажные камеры осуществляется при более низком давлении воздуха однако при высоких сверхзвуковых скоростях полёта {{η}}_э значительно увеличивается из-за существенного повышения давления в двигателе вследствие динамического сжатия воздуха.

Полётный коэффициент полезного действия определяется отношением полезной тяговой мощности двигателя к создаваемой им располагаемой мощности. Этот коэффициент полезного действия определяется приближённой формулой Б. С. Стечкина для двигателей с единым реактивным соплом: {{η}}_п = 2{{V}}/1 + {{V}}), где {{V}} = V/ω_c — отношение скоростей полёта и истечения газов из реактивного сопла (реально {{V}} < 1, {{η}}_п < 1). Полётный коэффициент полезного действия воздушно-реактивного двигателя может быть увеличен лишь при увеличении{{V}}, то есть уменьшением скорости истечения газов (например, при росте степени двухконтурности m в турбореактивном двухконтурном двигателе) или увеличением скорости полёта летательного аппарата.

У ракетных двигателей {{η}}_э определяется как отношение располагаемой работы (в виде суммы кинетической энергий вытекающих из сопла газов и топлива на борту летящего летательного аппарата) к полной энергии топлива, то есть {{η}}_э = (ω²_с + V²)/2(H_u + V²/2). Полётный коэффициент полезного действия ракетного двигателя выражается формулой {{η}}_п = 2{{V}}/(1 + {{V}}²).

Зависимости {{η}}_п от {{V}}для воздушно-реактивного двигателя (сплошная линия) и ракетного двигателя (штриховая линия) и области их работы показаны на рис. 1.

У турбовинтовых двигателей {{η}}_э определяется отношением эквивалентной мощности N_e к затраченной энергии топлива: {{η}}_э = N_e/(G_тH_u). Полётный коэффициент полезного действия турбовинтовых двигателей выражается сложной формулой, его значение близко к значению коэффициента полезного действия винта {{η}}_в = P_вV/N_в, где Р_в, N_в — тяга винта и мощность на его валу.

Воздушно-реактивные двигатели к концу 80 х гг. достигли высокого термогазодинамического совершенства. Дозвуковые турбореактивные двухконтурные двигатели при высокой степени повышения давления а цикле (до 30 только в компрессорах и до 50 с учётом динамического сжатия в полёте при Маха числе полёта М{{_∞}} = 0,8—0,85) имеют {{η}}_э = 0,42—0,43, что превышает коэффициенты полезного действия, достигаемые в других транспортных тепловых машинах с простым рабочим циклом. Значение {{η}}_э у современных турбореактивных двигателей с форсажной камерой и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой при высоких скоростях полёта (М{{_∞}} = 2—3) равно 0,4—0,5. Такие значения эффективного коэффициентa полезного действия при высоких полётных коэффициентов полезного действия обеспечивают современным воздушно-реактивным двигателям высокие значения полного коэффициента полезного действия (рис. 2), который имеет тенденцию к росту при увеличении скорости полёта летательного аппарата (при V = 0 всегда {{η}}₀ = 0).

Рис 1. Полетный коэффициент полезного действия: 1 — турбореактивного двигателя с форсажной камерой и турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой (М{{_∞}} = 2—2,5; P_max1; 2 — турбореактивного двухконтурного двигателя с m = 4—8 (M{{_∞}} = 0,8—0,85); 3 — жидкостного ракетного двигателя баллистических и космических ракет при V_max.

Г. П. Кравченко.

Соч.: Практическая аэродинамика крыла, М., 1973 (Труды ЦАГИ, в. 1459).

П. П. Красильщиков.

«Красный лётчик» — советский авиастроительное предприятие. Берёт начало от Петроградского государственного соединённого авиационного завода, образованного в конце 1920 в результате объединения бывших воздухоплавательного отделения Русско-Балтийского вагонного завода, «Первого Российского товарищества воздухоплавания С. С. Щетинин и К{{°}}», завода В. А. Лебедева (позднее к ним присоединился завод воздушных винтов «Интеграл»). С 1922 называется Государственный авиационный завод №3 «К. л.», с 1927 — завод №23. В 1922 — 24 завод выпускал гидросамолёты «Теллье», М-9, М-23, М-24, М-24бис, в 1923—1931 учебный самолёт У-1 (МУ-1), в 1926—1929 истребители И-2, И-2бис. В 1925—1927 в составе завода работал Отдел морского опытного самолётостроения (ОМОС) и строились опытные самолёты «Укрвоздухпуть», МРЛ-l, МР-2, -3, МУР-1, -2, РОМ-1, -2 МУ-2 (см. Григоровича самолёты), а в 1930—1932 — МУ-3, Ш-2. В 1928—130 выпускался учебный (так называемый «переходный:») самолет П-2, а с 1929 завод стал основным поставщиком самолёта У-2. В предвоенные годы строился также самолёт УТ-2. В июле — августе 1941 завод №23 эвакуирован из Ленинграда в Новосибирск и частично в Казань. В Казани было продолжено производство У-2 (По-2). В разные годы на заводе работали Д. П. Григорович, А. С. Москалёв, В. Б. Шавров, О. К. Антонов, Г. И. Бакшаев.

Красовский Александр Аркадьевич (р. 1921) — советский учёный в области систем автоматического управления, член-корреспондент АН СССР (1968), генерал-майор, Герой Социалистического Труда (1981), Окончил Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1945; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского); работает таи же (профессор с 1954). Основные труды по теории автоматического управления полётом летательного аппарата. Государственная премия СССР (1976). Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1 й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, «Знак Почёта», медалями. Портрет смотри на стр. 290.

Соч.: Динамика непрерывных самонастраивающихся систем. М., 1963; Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование, М., 1973; Теория корреляционно-экстремальных навигационных систем. М., 1979.

А. А. Красовский.

Красовский Николай Николаевич (р. 1924) — советский учёный в области математики и механики, академик АН СССР (1968; член-корреспондент 1964), Герой Социалистического Труда (1974). После окончания Уральского политехнического института (1949) работал там же [профессор (1957), заведующий кафедрой]. В 1959—1970 заведующий кафедрой Уральского государственного университета, в 1970—1977 директор Института математики и механики Уральского научного центра АН СССР, затем член Президиума Уральского отделения АН СССР. Фундаментальные труды по теории устойчивости движения, математической теории управления. Ленинская премия (1976), Государственная премия СССР (1984). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции. Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Некоторые задачи теории устойчивости движения, М., 1959; Теория управления движением. Линейные системы, М„ 1968; Управление динамической системой, М., 1985.

Н. Н. Красовский.

Красовский Степан Акимович (1897—1983) — советский военачальник, маршал авиации (1959), Герой Советского Союза (1945), профессор (1966). В Советской Армии с 1918. Окончил курсы усовершенствования начальников состава ВВС (1927), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1936; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Участник Гражданской, советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В 1941—1945 командовал ВВС армии, фронта, воздушной армией. После войны командующий ВВС ряда военных округов, в 1956—1968 начальник Военно-воздушной академии имени Ю. А. Гагарина, с 1968 в Группе генеральных инспекторов МО СССР. Награждён 6 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 1 й и 2 й степени, Кутузова 1 й степени. Богдана Хмельницкого 1 й степени, Красной Звезды, «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями, а также иностранными орденами.

С. А. Красовский.

Креном летательного аппарата называется также движение, при котором происходит изменение угла крена; характеризуется скоростью крена {{ω}}_x — проекцией угловой скорости летательного аппарата на его продольную ось. Скорость К. считается положительной при вращении летательного аппарата вокруг оси ОХ по часовой стрелке. При анализе К. часто используют безразмерную скорость К. —{{ω}}_x, связанную со скоростью К. соотношением {{ω}} = {{ω}}_xl/2V, где l — размах крыла летательного аппарата, V — скорость полета. Безразмерную скорость К. называют также углом винтовой линии, описываемой концом крыла.

С. И. Кретов.

При дозвуковых скоростях полёта положительная вогнутость профиля создаёт не зависящие от угла атаки приращения коэффициента подъёмной силы c_y и момента тангажа m_z, (см. Аэродинамические коэффициенты). В несжимаемой жидкости для тонкого профиля с параболической средний линией эти приращения равны {{Δ}}с_ya = 4{{π}}f_max и {{Δ}}m_za = -{{π}}{{f}}_max. Эффект увеличения подъемной силы при наличии положительной вогнутости профиля широко используется в авиации. Например, на взлётно-посадочных режимах полёта для увеличения подъёмной силы при фиксированных углах атаки изменяют кривизну (вогнутость) профилей крыла путём отклонения закрылков. К. п. применяют также в сочетании с соответствующими углами геометрической крутки крыла для получения эллиптического распределения циркуляции скорости по размаху крыла, обеспечивающего минимальное индуктивное сопротивление при дозвуковых скоростях полёта. Максимальные относительные вогнутости профилей, оптимальных для дозвуковых скоростей полёта, достигают значения f_max = 1,5—2,5%. При этом максимальная вогнутость для классических дозвуковых профилей находится на расстоянии 30—50% хорды от носка крыла. Для сверхкритических профилей, рассчитанных на трансзвуковые скорости полёта, характерно более заднее ее положение по хорде (70—80%). Этим достигается уменьшение кривизны верхней образующей в носовой и центральных частях профиля и дополнительное подгружение хвостовой части профиля.

При сверхзвуковых скоростях полёта наличие вогнутости практически не создаёт приращения подъёмной силы. Тем не менее К. п. используется для минимизации сопротивления сверхзвуковых крыльев и получения заданного значения коэффициента момента тангажа при нулевой подъёмной силе.

Л. Е. Васильев.

кризис сопротивления — уменьшение сопротивления шара с возрастанием скорости набегающего потока при Рейнольдса числах Re, близких к критическому значению Re.{{~}} 1,5*10⁵. Явление было установлено в 1912 А. Г. Эйфелем, объяснено в 1914 Л. Прандтлем. Поскольку оно противоречит известному факту о возрастании сопротивления тела пропорционально квадрату скорости, то его называют также парадоксом Эйфеля — Прандтля.

При Re < Re_* на поверхности шара развивается ламинарный пограничный слой, который отрывается в окрестности миделевого сечения, при этом срывная зона охватывает всю кормовую часть шара, что обусловливает значительное сопротивление давления.

При Re > Re_* ламинарный режим течения в окрестности миделя сменяется турбулентным (точка Т на рис.); турбулентный пограничный слой по сравнению с ламинарным имеет более наполненный профиль скорости и может выдержать большие положительные градиенты давления. Вследствие этого точка 5 отрыва пограничного слоя смещается вниз по потоку, сокращаются поперечные размеры застойной зоны, и, хотя при этом сопротивление трения несколько возрастает, полное сопротивление аэродинамическое шара уменьшается из-за существенного снижения сопротивления давления. Своё объяснение Прандтль подтвердил результатами экспериментальных исследования обтекания двух шаров, один из которых имел гладкую поверхность, а на лобовой поверхности другого было установлено тонкое проволочное кольцо для искусственной турбулизации течения. Установка кольца (турбулизатора) привела к смещению точки отрыва потока вниз по течению с сечения {{φ}} ≈ 80{{°}} при ламинарном пограничном слое в сечение {{φ}} ≈ 100—120{{°}} и уменьшению полного сопротивления шара.