Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
| Л. с. было применено в 1889 шведским инженером К. Г. П. де Лавалем (С. G. P. de Laval) в конструкции высокооборотной паровой турбины. Немонотонность изменения площади F поперечного сечения Л. с. следует из условия постоянства расхода G газа, которое в простейшем случае имеет вид G = {{ρ}}uF = const, где {{ρ}} и u — плотность и скорость газа в рассматриваемом сечении сопла. При изоэнтропическом течении идеального совершенного газа удельный расход {{ρ}}u с увеличением скорости возрастает в области дозвукового течения, достигает максимума в критическом сечении, где скорость потока сравнивается с местной скоростью звука а* и уменьшается в области сверхзвукового течения (см. Газовая динамика). Расход G связан с полным давлением р0, температурой торможения Т0 и площадью F* критического сечения соотношением
{{формула}} где {{γ}} — показатель адиабаты, R — газовая постоянная. Значение сверхзвуковой скорости на срезе сопла определяется отношением Fc/F* где Fc — площадь выходного сечения сопла; расчетный режим истечения (сверхзвуковой поток однороден) реализуется при строго определенном перепаде давления между входным и выходным сечениями Л. с. (при этом давление pс на срезе сопла совпадает с давлением pa в окружающей среде). На нерасчётном режиме, когда pс{{≠}}pa внутри или вне сопла имеет место сложная картина течения с образованием системы волн сжатия и волн разрежения, что и приводит к выравниванию давлений в истекающей струе и в окружающей среде, но при этом эффективность Л. с. снижается. Расчёт профиля Л. с., обеспечивающего однородный сверхзвуковой поток, проводится обычно на ЭВМ различными методами численного анализа, например, характеристик методом, с учётом пограничного слоя и реального газа эффектов. Для расширения диапазона расчётных режимов используются осесимметричные Л. с. с центральным телом, перемещением которого осуществляется регулирование скорости и расхода газа, или регулируемые плоские Л. с., форма контура которых изменяется в зависимости от режима путём изгиба пластин вдоль по потоку. Используются Л. с. в реактивных двигателях (см. Реактивное сопло), сверхзвуковых и гиперзвуковых аэродинамических трубах и т. д. А. Л. Искра. Лаво (La Vaulx) Анри де (1870—1930) — французский аэронавт. 17 июля 1898 поднялся на воздушном шаре и продержался в воздухе 24 ч. В том же году основал Французский аэроклуб. Совершил большое число полетов на воздушном шаре, в том числе Париж — Брест — Литовск и Париж — Коростышев. Осуществил полёт по прямой линии Париж — Халл (Великобритания). С 1905 проектировал дирижабли, которые строило общество «Зодиак». Эти дирижабли принимали участие в Первой мировой войне. Основал Международную федерацию аэронавтики (ныне Международная авиационная федерация), президентом которой стал в 1927. Погиб в авиационной катастрофе. В 1933 Международная авиационная федерация учредила медаль в его честь (см. Награды ФАИ). Портрет смотри на стр. 801. Медаль А. де Лаво, вручённая советскому лётчику М. М. Громову в 1937. Лавочкин Семён Алексеевич (I900—1960) — советский авиаконструктор, член-корреспондент АН СССР, (1958), генерал-майор инженерно-авиационной службы (1944), дважды Герой Социалистического Труда (1943, 1956). Окончил Московское высшее техническое училище (1927). Работал в ряде самолётостроительных КБ, а затем в Главном управлении авиационной промышленности. С 1939 главный конструктор по самолётостроению, с 1956 — генеральный конструктор. Под его руководством созданы истребители ЛАГГ-3 (совместно с М. И. Гудковым и В. П. Горбуновым), ЛА-5, ЛА-5Ф, ЛА-5ФН, ЛА-7, широко применявшиеся в годы Великой Отечественной войны. При их разработке Л. рационально сочетал деревянную конструкцию планёра (применив особо прочный материал — дельта-древесину) с надёжным двигателем, имевшим высокие технические характеристики в широком диапазоне высот полёта. Компоновка самолётов ЛА-5, ЛА-7 обеспечивала надёжную защиту лётчика в передней полусфере обстрела. На истребителях конструкции Л. И. Н. Кожедуб сбил 62 фашистских самолёта. В послевоенные годы под руководством Л. создан ряд реактивных серийных и экспериментальных истребителей, в том числе ЛА-160 — первый отечественный самолёт со стреловидным крылом и ЛА-176, на котором впервые в СССР была достигнута скорость полёта, равная скорости звука. Под руководством Л. создан ряд образцов ракетной техники. Депутат Верховного Совета СССР с 1950. Государственная премия СССР (1941, 1943, 1946, 1948). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Суворова 1 й и 2 й степени, медалями. Имя Л. носит НПО, образованное на базе ОКБ, которым он руководил. Бронзовый бюст в Смоленске. См. статью ЛА. Лит.: Асташенков П. Т., Дерзкие старты, М., 1976. С. А. Лавочкин. Лаврентьев Михаил Алексеевич (1900—1980) — советский математик и механик, академик (1946) и вице-президент (1957—1975) АН СССР, председатель Сибирского отделения АН СССР, Герой Социалистического Труда (1967). Окончил Московский университет (1922), с 1921 преподавал в вузах (с 1929 профессор), в том числе в 1931—1941 и 1951—1953 в Московском, в 1939—1941 в Киевском и с 1960 в Новосибирском университетах. С 1935 работал в АН СССР: в 1935—1960 в Математическом институте имени В. А. Стеклова, в 1949—1952 директор Института точной механики и вычислительной техники, в 1950—1953 и 1955—1957 академик-секретарь Отделения физико-математических наук. В области механики сплошной среды и прикладной физики Л. получены крупные результаты в теории крыла, в теории длинных волн, теории струй. Л. — член многих иностранных академий, научных учреждений и обществ. Депутат Верховного Совета СССР в 1958—1979. Золотая медаль имени Ломоносова АН СССР (1978). Ленинская премия (1958), Государственная премия СССР (1946, 1949). Награждён 5 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Отечественной войны 2 й степени, 4 орденами Трудового Красного Знамени, медалями, а также иностранными орденами. Соч.: Методы теории функций комплексного переменного, 4 изд., М., 1973; Проблемы гидродинамики и их математические модели, 2 изд., М., 1977 (обе совм. с Б. В. Шабатом). М. А. Лаврентьев.
Соч.: «Сокол-1» M., 1976; Шпага чести. Повесть о волке «Нормандия — Неман». Киев, 1980 (совм. с Н. Н. Беловол); Возвращение в небо, 2 изд., М., 1983. Лит.: Бобров Н. Н., Дважды Герой Советского Союза В. ЛАвриненков, М., 1950. В. Д. Лавриненков. ЛаГГ — марка самолётов, созданных С. А. Лавочкиным, В. П. Горбуновым, М. И. Гудковым. См. ЛА. Лагранж (Lfgrange) Жозеф Луи (1736—1813) — французский математик и механик, член Парижской АН (1772), иностранный почетный член Петербургской АН (1776). Родился в семье обедневшего чиновника. Самостоятельно изучал математику. В 19 лет стал профессором в артиллерийский школе в Турине. В 1759 избран членом Берлинской АН, а в 1766—1787 её президент. В 1787 переехал в Париж, с 1795 профессор Нормальной школы, с 1797 — Политехнической школы. Один из основоположников вариационного исчисления и аналитической механики; в основу последней положил сочетание принципа возможных перемещений с принципом Д'Аламбера (принцип Д'Аламбера — Л.). Ввёл обобщённые координаты и скорости, сформулировал уравнения для функции Л. в этих переменных и времени. Занимался исследованием уравнений динамики идеальной жидкости (Лагранжа уравнения). Лит.: Жозеф Луи Лагранж, 1736—1936. Сб. ст. к 200-летию со дня рождения, М.—Л.. 1937. Ж. Л. Лагранж. Лагранжа уравнения в аэро- и гидродинамике (по имени Ж. Л. Лагранжа) — система трёх уравнений, выражающая закон сохранения импульсов (см. Сохранения законы) при движении идеальной жидкости, записанная в так называемых переменных ЛАгранжа t, a1, a2, а3. В декартовой системе координат Л. у. имеют вид {{формула}} Здесь {{ρ}} — плотность, р — давление, X, Y, Z — проекции вектора массовых сил на декартовы оси координат, t — время, х, у, z — координаты частиц жидкости в произвольный момент времени, являющиеся искомыми функциями, a1, a2, а3 — параметры (ими могут быть координаты x0, y0, z0 в начальный момент времени t0), значения которых различны для разных частиц среды, что позволяет отличать их друг от друга. Л. у. замыкаются уравнением состояния, неразрывности уравнением и энергии уравнением, записанными в переменных Лагранжа, а их решение должно удовлетворять заданным начальным и граничным условиям. Л. у. служат основой так называемого Лагранжева подхода к анализу задач аэродинамики, целью которого является изучение движения и состояния отдельных фиксированных частиц жидкости, и используются преимущественно для исследования нестационарных течений, в частности гиперзвуковых течений на основе нестационарной аналогии.
В лазере для подсвета цели в качестве активного вещества обычно применяют кристаллы иттриево-алюминиевой гранаты с неодимом, стекло с неодимом, дающие излучение с длиной волны {{λ}} = 1,06 мкм, или углекислый газ с {{λ}} = 10,69 мкм. Лазеры на иттриево-алюминиевой гранате с неодимом имеют следующие основные характеристики: энергия импульса излучения 50—200 мДж, частота повторения импульсов 4—30 в 1 с, длительность импульса 10—25 нс, расходимость луча 1—10 мрад. Для повышения помехозащищённости и обеспечения действия группы самолётов, атакующих близко расположенные цели, применяют кодирование сигналов лазеров. Известно несколько зарубежных систем с ЛПЦ, в том числе «Пейв уэй» (Pave Way) и «Пейв тэк» (Pave Tack) (США). «Пейв уэй» использовалась на самолётах-подсветчиках цели Макдоннелл-Дуглас F-4D и Рокуэлл OV-10 при боевом применении бомб с лазерной системой наведения во Вьетнаме. Более совершенная система «Пейв тэк» (США) размещается в подвесном контейнере на самолётах Макдоннелл-Дуглас F-15 и Дженерал дайнемикс F-111. Оптическая ось лазерного целеуказателя может поворачиваться на угол до 190{{°}} по тангажу и на {{±}}135{{°}} относительно продольной оси контейнера, обеспечивая свободу манёвра носителя после сброса бомбы с лазерной системой наведения.
Соч.: Волны в жидкостях, пер. с англ., М., 1981. лакокрасочные материалы — жидкие или пастообразные (реже порошкообразные) композиции, основной компонент которых — полимерный плёнкообразователь. В качестве плёнкообразователей Л. м. используются низко- или высокомолекулярные природные и синтетические полимеры. В зависимости от химического строения и наличия реакционноспособных групп плёнкообразователи делят на преобразуемые, непреобразуемые и смешанные. Преобразуемые плёнкообразователи: масляные, алкидные, фенольные, эпоксидные, полиуретановые, каучуковые, некоторые типы кремнийорганических и акриловых, а также ряд других полимеров, которые в результате протекания химической реакций превращаются в неплавкие и нерастворимые полимеры. Непреобразуемые плёнкообразователи: акриловые, нитроцеллюлозные, перхлорвиниловые, фторопластовые, некоторые типы кремнийорганических, а также ряд других смол, которые после удаления растворителей или сплавления сохраняют растворимость и термопластичность (в частности, после воздействия повышенных температур, не превышающих температуру их деструкции). В состав смешанных плёнкообразователей входят полимеры обоих типов. При нанесении Л. м. на окрашиваемую поверхность путём распыления, окунания, облава или контактного переноса и последующей естественной или искусственной сушки на поверхности образуется слой лакокрасочного покрытия. Основное назначение покрытий — защита от коррозии металлических поверхностей. Лакокрасочные покрытия используются также для защиты неметаллических материалов от различных воздействий. По назначению Л. м. подразделяют на лаки, грунтовки, шпатлёвки и краски. Лаки (растворы плёнкообразователей) используют для получения прозрачных покрытий непосредственно на защищаемой поверхности, а также в качестве промежуточного или верхнего слоя системы покрытия. Грунтовки (пигментированные и наполненные лаки) предназначены для использования в качестве первых слоев покрытий, то есть тех, которые обеспечивают высокую адгезию покрытия с защищаемой поверхностью и обладают хорошими антикоррозионными свойствами. Шпатлёвки (сильно пигментированные и наполненные лаки) применяют для выравнивания незагрунтованной или предварительно загрунтованной поверхности. Краски [пигментированные лаки (эмалевые краски или эмали) либо олифы [масляные краски)] предназначены для получения верхних слоев систем покрытий с требуемыми эксплуатационными, декоративными и специальными свойствами. Основные типы авиационных лакокрасочных покрытий — атмосферостойкие, антикоррозионные, эрозионностойкие, радиопрозрачные, антистатические, оптические, термостойкие, водостойкие, стойкие к агрессивным средам, фунгицидные и другие. Наиболее атмосферостойкими являются полиуретановые покрытия, антикоррозионными — эпоксидные, эрозионностойкими — каучуковые, радиопрозрачными — фторопластовые, термостойкими — кремнийорганические. Лит.: Чеботаревекий В. В., Кондрашов Э. К., Технология лакокрасочных покрытий в машиностроении. М.,1978. Э. К. Кондрашов. ламинаризация пограничного слоя, управление ЛАминарным обтеканием, — поддержание ламинарного течения в пограничном слое. Л. п. с. применяется главным образом для уменьшения сопротивления трения при больших Рейнольдса числах. Л. п. с. способствует увеличению аэродинамического качества и улучшению других характеристик самолёта, в том числе снижению расхода топлива. Л. п. с. особенно перспективна на дозвуковых самолётах с большим удлинением крыла, сопротивление трения которых на крейсерском режиме полёта составляет существенную часть полного аэродинамического сопротивления. Исследования показывают, что выгоды от Л. п. с. возрастают с увеличением дальности полёта (см. рис.). На естественное развитие ламинарного пограничного слоя сильно влияют форма обтекаемого тела, шероховатость поверхности и ее неровности, которые наряду с возмущениями типа акустического шума, скачков уплотнения и т. п. могут вызвать ранний переход ламинарного течения в турбулентное. Для успешной Л. п. с. необходимы высокая гладкость поверхности и минимизация внешних возмущений. При двумерном обтекании убывание давления в направлении течения повышает устойчивость пограничного слоя и отдаляет переход ламинарного течения в турбулентное. Это используется при создании ламинарных профилей крыла, которые применяются на прямых крыльях. Хотя возможности Л. п. с. только путём изменения формы тела ограничены, тем не менее форма тела имеет важное значение при использовании других способов Л. п. с. На стреловидном крыле переход от ламинарного течения к турбулентному вызывается в основном неустойчивостью поперечного течения в трёхмерном пограничном слое, при этом наличие как положительного, так и отрицательного продольного градиента давления способствует неустойчивости течения. Поэтому форму крыла следует выбирать такой, чтобы в зоне Л. п. с. давление быстро убывало в окрестности передних кромок, а далее вниз по потоку было близко к постоянному или несколько уменьшалось. Чтобы избежать распространения турбулентности вдоль передней кромки крыла, его стреловидность должна быть, по возможности, умеренной, а радиус закругления носка достаточно малым. Для таких крыльев эффективным способом Л. п. с. является отсос небольшой части заторможенного в пограничном слое воздуха через проницаемую обшивку (см. Отсос пограничного слоя). На самолётах с криогенным топливом для Л. п. с. может применяться охлаждение обшивки, что повышает устойчивость ламинарного пограничного слоя. При сверхзвуковых скоростях полёта Л. п. с. путём охлаждения может служить одновременно средством защиты от аэродинамического нагревания. См. также статью Управление пограничным слоем. Лит.: Шлихтинг Г.. Теория пограничного слоя, пер. с нем., М.. 1974. М. А. Алексеев. Относительный расход топлива {{G}}T ( отношение расходов топлива самолёта при наличии и отсутствии ламинаризации обтекания крыла и оперения) в зависимости от дальности полёта L дозвукового самолета. ламинарное течение (от латинского lamina — пластинка, полоска) — вязкой жидкости течение, в котором частицы среды движутся упорядоченно по слоям и процессы переноса массы, импульса и энергии между слоями происходят на молекулярном уровне. Типичным примером Л. т. является обширный класс слоистых течений, в которых все частицы жидкости или газа имеют одно и то же направление движения. Наиболее подробно изучено Л. т. несжимаемой жидкости в трубках неограниченной длины и малого диаметра (впервые экспериментально этот случай изучался нем, учёным Г. Гагеном в 1839 и французским учёным Ж. Пуазёйлем в 1840). В этом случае каждая частица жидкости движется по прямолинейным траекториям, а зависимость скорости v частиц от расстояния r от оси трубы описывается параболическим законом: v = vмакс(1-r2/а2), где а — радиус трубы, vмакс — скорость на её оси. При обтекании тел или при движении жидкости в каналах и трубах Л. т. имеет место лишь при Рейнольдса числах, меньших критического Re* (для описанного выше случая Re*{{≈}}2200). При Re{{≥}}Re* Л. т. становится неустойчивым и переходит в турбулентное течение. Л. т. реализуется, например, при движении летательного аппарата на достаточно больших высотах, а с уменьшением высоты полёта область существования Л. т. ограничена некоторой окрестностью передних кромок крыла, оперения, носовой части фюзеляжа и других элементов летательного аппарата. В общем случае основой для теоретического анализа Л. т. служат Навье — Стокса уравнения. В некоторых частных случаях эти уравнения упрощаются, что позволяет получить аналитические решения задачи. Если движение среды происходит при достаточно больших Re, то Л. т. исследуется с помощью уравнений Л. Прандтля (см. Пограничный слой). В. А. Башкин. ламинарный пограничный слой — пограничный слой, в котором имеет место ламинарное течение. Поведение Л. п. с. описывается уравнениями Л. Прандтля, решение которых для заданных начальных и граничных условий в общем случае можно получить только численно с помощью ЭВМ, и зависит от ряда определяющих параметров: Рейнольдса числа и Маха числа, формы тела и параметров жидкости или газа. Характерной особенностью математического описания Л. п. с. является возможность преобразования уравнений Прандтля таким образом, что в новых безразмерных переменных преобразованного уравнения не зависят явно от числа Рейнольдса, благодаря этому значительно сокращается объём вычислений при решении практических задач. Кроме того, существуют классы задач, когда в Л. п. с. реализуется автомодельное течение, а решение уравнений Прандтля сводится к интегрированию системы обыкновенного дифференциального уравнения. Их численный анализ проводится достаточно просто, а результаты расчётов позволяют установить и понять основные закономерности развития Л. п. с. и используются для приближённой оценки сопротивления трения и аэродинамического нагревания летательного аппарата. Практический интерес представляет установившееся движение жидкости или газа в Л. п. с. при нулевом градиенте давления. Для несжимаемой жидкости такое течение реализуется на плоской бесконечно тонкой пластине, помещённой в однородный поток со скоростью V∞ под нулевым углом атаки; в этом случае скорость потока на внешней границе Л. п. с. uE = V∞. После введения функции тока {{ψ}} (x, у) и перехода к безразмерным переменным по соотношениям {{Ψ}}(x, y) = (2vue)1/2f({{η}}), y = (2vx/ue)1/2{{η}} система уравнений Прандтля сводится к обыкновенному дифференциальному уравнению j{{′′′}} + jj{{′′}} = 0 с краевыми условиями f(0) = f{{'}}(0) = 0, f{{′}}({{∞}}) = 1, где, x, у — оси координат, направленные вдоль и по нормали к поверхности пластины, v — кинематическая вязкость. В этом случае местный коэффициент сопротивления трения определяется выражением {{формула}} где {{ρ}} — плотность, Re = uex/v — число Рейнольдса, {{τω}} — местное напряжение трения (эта задача была решена немецким ученым Г. Блазиусом в 1908, а приведённое уравнение называется его именем). Расчёты для cf толщин пограничного слоя {{δ}}, вытеснения {{δ}}* и потери импульса {{δ}}** дают: cf(Re)l/2 = 0,664; {{δ}}(Re)1/2/x = 5, {{δ}}*(Re)1/2/x = 1,73, {{δ}}**(Re)1/2/x = 0,664. На этом примере видна природа Л. п. с. как области завихренного течения (рис. 1,а, штриховой линией обозначена толщина Л. п. с.): острая кромка пластины при взаимодействии её с набегающим потоком из-за сил трения является источником завихренности. Порождаемая этим источником завихренность путём конвекции и диффузии сносится вниз по потоку и распределяется по некоторой области а окрестности плоской пластины, при этом суммарный поток завихренности через любое поперечное сечение Л. п. с. остаётся постоянным. Рассмотренная задача допускает обобщение на Л. п. с. при обтекании сжимаемой жидкостью так называемые изотермические пластины. Характеристики Л. п. с. при движении сжимаемой и несжимаемой жидкости в качественном отношении имеют одинаковый характер изменения вдоль поверхности, но отличаются в количественном отношении, и это различие зависит от определяющих параметров задачи. Для совершенного газа ими будут число Маха М{{∞}} и температурный фактор {{Т}}{{ω}} (отношение температуры стенки {{Т}}{{ω}}, к температуре Тr, теплоизолирующей поверхности, на которой местный тепловой поток равен нулю). Влияние определяющих параметров на величину c = cj/(Re)l/2 показано на рис. 2. Для модели совершенного газа: показатель адиабаты {{γ}} = 1,4, Прандтля число Рг = 1,7, динамическая вязкость {{μ}}~Т0,76. Анализ задачи позволяет также установить аналогию Рейнольдса, то есть связь между местным Стантона числом St, характеризующим интенсивность местного тёплого потока, и сj: St = cj/2S, где S = Pr2/3 — коэффициент аналогии Рейнольдса. Результаты решения уравнений для плоской пластины в сжимаемом газе непосредственно можно использовать для расчета напряжения трения и теплообмена на поверхности клиньев, обтекаемых сверхзвуковым потоком с присоединённым к вершине скачком уплотнения (см. Ударная волна). Аналогичная автомодельная задача имеет место для осесимметричного Л. п. с. на поверхности острого кругового конуса, обтекаемого сверхзвуковым потоком под нулевым углом атаки с присоединенным к вершине скачком уплотнения, за которым реализуется коническое течение невязкого газа. Анализ уравнений Прандтля показывает, что при одних и тех же определяющих параметрах задачи характерные толщины Л. п. с. на поверхности конуса в 31/2 раз меньше, а местные коэффициенты cj и St в 31/2 раз больше соответствующих величин на плоской пластине. Характерной особенностью поведения Л. п. с. на поверхности рассмотренного класса заострённых тел является обращение cj и St в бесконечность, а характерных толщин — в нуль на острой передней кромке и вершине. Следовательно, в этих точках на поверхности летательного аппарата при его движении со сверх- и гиперзвуковыми скоростями в плотных слоях атмосферы будут иметь место максимальные тепловые нагрузки. Другой практически важной задачей является течение жидкости или газа в Л. п. с. в окрестности критической точки затупленного тела (точка на поверхности тела, где скорость невязкого потока обращается в нуль, рис. 1, б). В этом случае скорость потока на внешней границе пограничного слоя пропорциональна продольной координате (ue~x), и решение уравнений Прандтля с помощью приведённых преобразований также сводится к интегрированию обыкновенного дифференциального уравнения. Согласно расчётам для плоскопараллельного течения несжимаемой жидкости cj(Re)1/2 = 2,46, что намного превышает соответствующее значение для плоской пластины и объясняется влиянием отрицательного градиента давления. Из условия {{η}} = const следует, что в окрестности критической точки толщина Л. п. с. принимает постоянное, отличное от нуля, значение. Решение подобной задачи для осесимметричного течения приводит к результату cj(Re)1/2 = 2,62. Сравнение с расчётами для плоской задачи показывает, что при наличии отрицательного градиента давления пространственность течение значительно меньше влияет на cj чем в случае течения при нулевом градиенте давления. Решения аналогичных задач для сжимаемой жидкости показывают, что характеристики Л. п. с. в качественном отношении ведут себя так же, как и при течении несжимаемой жидкости. Таким образом, в окрестности критической точки затупленного тела толщина Л. п. с. имеет постоянное конечное значение, {{τω}}~x, а местный тепловой поток постоянен и ограничен по своему значению. Это важный результат для практических приложений, который означает, что для снижения максимальных тепловых нагрузок сверх- и гиперзвуковые летательные аппараты должны иметь затупленные передние кромки и вершины.
Рис. 1.
Рис. 2. ламинарный профиль — профиль крыла, характеризующийся удалённым от носка положением точки перехода ламинарного течения в турбулентное при естественном обтекании, то есть без использования дополнительной энергии для затягивания перехода, как, например, при отсосе пограничного слоя, охлаждении поверхности (см. Ламинаризация пограничного слоя). Исследования в полёте состояния пограничного слоя на прямом крыле дозвукового самолёта (1938) показали наличие значительных участков ламинарного пограничного слоя. В СССР (И. В. Остославский, Г. П. Свищёв, К. К. Федяевский) и за рубежом были разработаны и применены на ряде самолётов Л. п., форма которых позволяла получать сдвинутое назад положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный и за счёт этого снижать сопротивление трения, а следовательно, и полное аэродинамическое сопротивление самолёта. Для этого форма профиля должна обеспечивать на его поверхности в области ожидаемого ламинарного слоя ускоренное течение с возможно большим градиентом скорости для повышения устойчивости ламинарного течения к возмущениям. Геометрически это достигается смешением назад положения максимальной толщины и вогнутости профиля (см. Кривизна профиля), увеличением относительной толщины профиля и некоторым уменьшением радиуса кривизны носка. При этом с целью предотвращения срыва потока нельзя допускать резкого снижения скорости в хвостовой, диффузорной, части профиля, что приводит к ограничениям на геометрию профиля (недопустимо, например, смещение максимальной толщины и вогнутости за середину профиля, а также чрезмерное увеличение его толщины и вогнутости). Фактором, ограничивающим возможности естественной ламинаризации пограничного слоя, является стреловидность крыла по передней кромке. При угле стреловидности больше 20—25{{°}} наблюдается значительное уменьшение области ламинарного течения. Участки с естественной ламинаризацией могут наблюдаться на различных элементах самолёта (носок фюзеляжа, горизонтальные и вертикальные оперения и т. д.). Лётные исследования, проведённые при дозвуковых скоростях на самолётах с прямыми крыльями и крыльями с углом стреловидности менее 20{{°}}, скомпонованными из Л. п., подтвердили наличие протяжённых ламинарных участков (до 30—50% хорды). При этом критические Рейнольдса числа, определенные по длине ламинарного участка, достигали Re* {{≈}} 10—12)*106. Проведённые в середине 80 х гг. в СССР (ЦАГИ) и за рубежом расчётные и экспериментальные исследования при больших числах Рейнольдса показали возможность получения протяжённых (вплоть до середины хорды) ламинарных участков при околозвуковом обтекании профилей с ускорением потока в местной сверхзвуков зоне. При этом Маха число полёта должно быть ограниченным, не допускающим возникновения интенсивных скачков уплотнения и заметного волнового сопротивления. Применение сверхкритических профилей с ускорением потока в местной сверхзвуковой зоне позволяет снизить сопротивление при повышенных дозвуковых скоростях полёта как за счёт естественной ламинаризации, так и за счёт малого, по сравнению с обычными профилями, волнового сопротивления. В. Д. Боксер, Я. М. Серебрийский. Ланчестер (Lanchester) Фредерик Уильям (1868—1946) — английский инженер и учёный в области аэродинамики, один из родоначальников теории летательных аппаратов тяжелее воздуха. Окончил Университетский колледж (ныне Саутхемптонский университет) и Национальную школу наук. Л. принадлежат две основные идеи: о циркуляции как причине подъёмной силы и концевых вихрях как причине индуктивного сопротивления крыла конечного размаха. Однако труды Л. были написаны настолько (сложно, что публиковались и приобретали известность с большим запозданием. Поэтому лишь вторая из этих идей была использована. Соч.: Aerodynamics. L, 1907. «Лан-Чили» (LAN-Chile, Linea Aerea Nacional de Chile) — национальная авиакомпания Чили. Осуществляет перевозки внутри страны, а также в страны Южной Америки, Западной Европы и в США. Основана в 1929. В 1989 перевезла 0,7 миллионов пассажиров, пассажирооборот 2,03 миллиарда пассажиро-км. Авиационный парк — 12 самолётов. Лапчинский Александр Николаевич (1882—1938) — советский учёный в области авиации, комбриг (1935), профессор (1926). В Красной Армии с 1918. Окончил Алексеевское военное училище, Московский и Мюнхенский университеты, Киевскую школу лётнабов (1916). Участник Первой мировой войны. Во время Гражданской войны начальник полевого управления авиации и воздухоплавания армий, начальник штаба военно-воздушных сил Рабоче-крестьянской Красной Армии. После 1925 на преподавательской работе — начальник кафедры тактики авиации Военной академии имени М. В. Фрунзе и одновременно профессор Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Автор трудов по истории и теории авиации, в которых научно обосновал роль и место авиации в боевых действиях, указал на необходимость завоевания господства в воздухе, сосредоточения сил авиации для содействия наземным войскам на главном направлении, внёс значительный вклад в разработку основ тактики истребительной и бомбардировочной авиации. Выдвинутые Л. теоретические положения в боевом применении военно-воздушных сил оказались жизненными и в годы Великой Отечественной войны. Награждён орденом Красной Звезды. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно. Соч.: Тактика авиация и вопросы противовоздушная обороны, 3 изд.. М., 1931; Техника и тактика воздушного флота, ,М.—Л., 1930; Воздушные силы в бою и операции, М., 1932. А. Н. ЛАпчинский.
По степени защиты органов слуха и тракта приёма от внешних акустических шумов различают гарнитуры без шумозащиты {для работы с уровнем шумов до 50 дБ), с низкой шумозащитой (60—90 дБ), со средней шумозашитой (90—115 дБ) и высокой шумозашитой (более 115 дБ). При шумах с уровнем 90—115 дБ обычно используются микрофонно-телефонные гарнитуры, более 115 дБ и при атмосферном давлении не ниже 90 кПа — ларингофонно-телефонные. Основные элементы гарнитур (см. рис.): микрофон (ларингофон), телефон (с шумозащитными заглушками или без них), микрофонный (ларингофонный) усилитель (для гарнитур с ларингофонами). В качестве несущих элементов используются оголовье, эластичное крепление для ларингофонов, мягкий, жёсткий или герметичный шлем. Специальные типы гарнитур обеспечивают работу в скафандре или кислородной маске. Авиагарнитура: 1 — оголовье; 2 — заглушка; 3 — микрофонный усилитель; 4 — микрофон; 5 — телефон. Ларюшин Евгений Иванович (р. 1934) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1976), Герой Советского Союза (1982). Окончил Егорьевский аэроклуб (1952), Омское военное авиационное училище (1956), Московский авиационный институт (1969). Работая в ОКБ имени Н. И. Камова, испытывал вертолёты Ка-15, Ка-18, Ка-25, Ка-26, Ка-32. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Красной Звезды, медалями. Е. И. ЛАрюшин. «Латекоэр» (Soci{{é}}t{{é}} industrielle d’aviation Lat{{é}}co{{é}}re) — самолётостроительная фирма Франции. Основана в 1917 французским промышленником П. Латекоэром (Р. Lat{{é}}co{{è}}re, 1883—1943), указанное название с 1922, Специализировалась на производстве военных и гражданских самолётов, главным образом гидросамолётов и тяжёлых летающих лодок. В 1936 большая часть предприятий фирмы национализирована, оставшаяся часть в 1939 вошла в состав фирмы «Бреге». После 1945 фирма восстановлена. Среди наиболее известных самолётов летающие лодки Латекоэр 380 с двумя поршневыми двигателями (первый полёт в 1930, пассажирский вариант) и 381 (1934, военный вариант), Латекоэр 301 с четырьмя поршневыми двигателями (1931, пассажирский вариант) и 302 (военный вариант), Латекоэр 521, 522 с шестью поршневыми двигателями(1935 и 1936, до 76 пассажиров) и 523 (военный вариант). После 1945 некоторое время выпускала летающую лодку собственно конструкции Латекоэр 631 с шестью поршневыми двигателями (1942), затем в основном перешла на выполнение заказов других авиационных фирм, главным образом «Дассо-Бреге» и «Аэроспасьяль». В 1984 на фирме построен сверхлёгкий самолет-амфибия Латекоэр 225. В 1987 прекратила деятельность по разработке летательных аппаратов. «Лебедь» — марка самолётов, строившихся заводом «Акционерного общества воздухоплавания В. А. Лебедева». Завод основан в апреле 1914 в Петербурге Лебедевым, одним из первых русский дипломированных пилотов. В 1914—1918 выпускались самолёты «Л.» с порядковыми номерами от I до XXIV, причём большинство из них строились по иностранным (французским, немецким, английским) образцам с внесением в конструкцию отдельных изменений и усовершенствований. Значительной серией (около 200 экземпляров) был выпущен двухместный разведывательный самолёт «Л.-ХII» (первый полёт в 1915; смотри рис. в таблице VII), применявшийся в Первой мировой к Гражданских войнах. Он оснащался задней турельной (подвижной) пулемётной установкой, а также был приспособлен для бомбометания. С двигателем «Сальмсон» мощностью 110 кВт максимальная скорость составляла 130—135 км/ч, потолок 3500 м. Леваневский Сигизмунд Александрович (1902—1937) — советский лётчик, один из первых Героев Советского Союза (1934). Родился в семье польского рабочего. В Красной Армии с 1919. Окончил Севастопольскую школу морской лётчиков (1925). Работал инструктором в различных авиационных школах. С 1933 в Главсевморпути; совершил несколько дальних перелётов. В 1934 участвовал в спасении экспедиции парохода «Челюскин». В 1936 совершил перелёт Лос-Анджелес (США) — Москва. В 1937 предпринял попытку перелёта через Северный полюс в США (совместно с Н. Г. Кастанаевым, В. И. Левченко, Н. Н. Годовиковым, Г. Т. Побежимовым, Н. Я. Галковским). Связь с самолётом, попавшим в тяжёлые метеорологические условия, прекратилась. Поиск самолёта и экипажа оказался безуспешным. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды. Имя Л. присвоено школе морской лётчиков в Николаеве. Лит.: Водопьянов М. В., Повесть о первых героях, 2 изд., М., 1980. С. А. Леваневский. Левченко Анатолий Семёнович (1941—1988) — советский лётчик-испытатель, лётчик-космонавт СССР (1987), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1986), Герой Советского Союза (1987). После окончания Черниговского высшего авиационного училища лётчиков (1964) служил в военно-воздушных силах. В 1971 окончил школу лётчнков-испытателей и до конца жизни занимался испытаниями авиационной техники. Летал на 80 типах самолётов и их модификаций, в том числе на самолёте-аналоге орбитального корабля «Буран». С 1981 в отряде космонавтов-испытателей. В декабре 1987 участвовал в полёте на космическом корабле «Союз ТМ-4» и орбитальной станции «Мир». Награждён орденом Ленина, медалями. А. С. Левченко. лёгкие сплавы — конструкционные сплавы на основе лёгких металлов — алюминия, бериллия, магния и титана (см. Алюминиевые сплавы, Бериллиевые сплавы, Магниевые сплавы, Титановые сплавы). Широко применяются в авиастроении. «Ледюк» (Leduc) — марка экспериментальных самолётов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (конструктор самолётов и основатель одноимённой французской фирмы — Р. Ледюк). Первый самолёт из этой серии — «Л.» 010-01 начал проходить лётные испытания в виде планирующих полетов после отделения от самолёта-носителя Лангедок (рис. в табл. XXX) в 1947, а испытания с работающим прямоточным воздушно-реактивным двигателем начались в апрель 1949. На высота 11000 м при тяге прямоточного воздушно-реактивного двигателя, составляющей половину от её расчётного значения, самолет развивал скорость 808 км/ч. В 1950—1956 было построено ещё 5 самолётов (010-02, 016, 021-01, 021-02, 022), «Л.» 022 проектировался как сверхзвуковой истребитель-перехватчик и для обеспечения автономности (исключения необходимости в самолёте-разгонщике) был оснащён комбинированной силовой установкой (турбореактивный двигатель + прямоточный воздушно-реактивный двигатель). После испытаний варианта 022 работы по самолётам «Л.» были прекращены. Комбинированные силовые установки подобного типа продолжают рассматриваться как перспективные для больших сверхзвуковых скоростей полёта и начального диапазона гиперзвуковых скоростей (см. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, Турбопрямоточный двигатель). Лейбензон Леонид Самуилович (1879—1951) — советский учёный в области механики и нефтяного дела, академик АН СССР (1943; член-корреспондент 1933). Ученик Н. Е. Жуковского. Окончил Московский университет (1901), Императорское техническое училище (1906). Работал под руководством Жуковского в Кучинском аэродинамическом институте, в 1906—1908 — на Тульском механическом заводе. В 1906—1921 преподавал в Московском, Юрьевском (Дерптском), Тбилисском университетах, Бакинском политехническом институте (профессор с 1919), в 1922—1951 — в Московском университете. В 1932—1937 работал в теоретическом отделе Центрального аэрогидродинамического института; занимался разработкой методов расчёта самолётов на прочность, теорией пограничного слоя, некоторыми проблемами газовой динамики (дал важные преобразования для основных уравнений газовой динамики С. А. Чаплыгина), а также исследованиями в области теории упругости сопротивления материалов. Государственная премия (1943). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, медалями. Соч.: Собрание трудов, т. 1—4, М., 1951—55. Лит.: Боголюбов А. Н., Канделаки Т. Л., Л. С. Лейбензон. 1879—1951, М., 1991. С. Л. Лейбензон. Ленгли, Лэнгли (Langley), Сэмюэл (1834—1906) — американский ученый-астрофизик, один из пионеров авиации. В 1851 окончил высшую школу в Бостоне, работал инженер и архитектором, позже сотрудником Гарвардской обсерватории, преподавателем математики в Морской академии. С 1867 директор обсерватории в Аллегейни, с 1887 директор Смитсоновского института в Вашингтоне. Помимо астрофизических исследований (изучал солнечный спектр, в 1881 изобрёл болометр) экспериментировал с моделями летательных аппаратов на ротативной установке с динамометрами. В 1896 испытал две модели самолёта массой 12 кг (с паровыми двигателями), совершавшие полёты на расстояние до 1280 м. С 1898 по заказу правительства США строил самолёт для военных целей, модель которого (в масштабе 1/4) испытывалась с бензиновым поршневым двигателем в 1901. Натурный самолёт «Аэродром» (рис. в табл. II) со стартовой массой 385 кг имел два расположенных тандемом крыла, хвостовое оперение, киль под фюзеляжной балкой, поплавки, поршневой двигатель мощностью 37 кВт и два толкающих воздушных винта. 7 октября и 8 декабря 1903 самолёт стартовал с катапульты на надстройке баржи и оба раза сразу же падал в воду (пилотом был Ч. Мэнли — создатель поршневого двигателя для этого самолёта). С. Ленгли. ленинградский институт авиационного приборостроения (ЛИАП) — высшее учебное заведение, готовящее инженеров для научно-исследовательских институтов и производств, в которых создаются комплексы и средства для управления полётом летательных аппаратов. Основан в январе 1941 как авиационный институт, с февраля 1945 реорганизован в ЛИАП. Серди выпускников института — организаторы науки и производства, Герои Социалистического Труда, лауреаты Ленинской и Государственной премий СССР. В составе института (1990): факультеты — приборов и автоматики летательных аппаратов, радиотехнический, систем управления и электрооборудования летательных аппаратов, вычислительных и радиоэлектронных систем; вечерний и заочный факультеты; дневное, вечернее и заочные подготовительные отделения и курсы; 32 кафедры, научно-исследовательский сектор, две проблемные и 12 отраслевых лабораторий. В 1989/1990 учебном году в институте обучалось свыше 8 тысяч студентов, работало около 600 преподавателей, в том числе около 70 профессоров и докторов наук, свыше 500 доцентов и кандидатов наук. Издаются (с 1948) сборники трудов института. ленинградское научно-производственное объединение имени В. Я. Климова — берёт начало от завода «Русский Рено», основан в 1914 в Петербурге. Завод производил сборку авиационных двигателей «Рено» мощностью 162 кВт, применявшихся на самолетах И. И. Сикорского и Д. П. Григоровича. В 1927 на его базе образован завод по «Красный Октябрь», который изготовлял электрооборудование, запчасти для тракторов, узлы для танков, выполнял переборку танковых двигателей, выпустил (в 1930) первый советский серийный мотоцикл Л-300. В 1939—1940 на заводе велась подготовка к производству авиационных поршневых двигателей М-105. В августе 1941 завод был перебазирован в Уфу, где влился в авиамоторостроительное предприятие, созданное на основе эвакуированного из Рыбинска завода №26, в состав которого входило (с 1935) КБ В. Я. Климова. В годы Великой Отечественной войны уфимский завод выпускал поршневые двигатели М-105 и ВК-107 конструкции Климова. В 1946 Климов возглавил образованное в Ленинграде ОКБ, ориентированное на разработку газотурбинных двигателей. О поршневых и газотурбинных двигателях, созданных в разные годы под руководством Климова и его преемников (С. П. Изотова и других), смотри в статье ВК. В 1963 предприятию присвоено имя Климова, в 1975 на его базе создано НПО. Награждено орденами Ленина (1969) и Октябрьской Революции (1977). Леонардо да Винчи (Leonardo da Vinci) (1452—1519) — итальянский живописец, скульптор, архитектор, учёный, инженер. Первым начал систематизированное изучение проблем полёта. Пытался постигнуть природу сопротивления среды движению в ней тел, экспериментируя с падающими телами, с телами, движущимися в воде, и с плоскими поверхностями, наклонно движущимися в воздухе (прообраз аэродинамической поверхности). Установил наилучшую (с наименьшим сопротивлением) форму судна — с тупой закруглённой носовой частью и плавно заостряющейся кормовой частью. Изучал анатомию и полёт птиц, в 1505 написал трактат «О летании птиц»; строил искусственные крылья. Его инженерные разработки в основном фиксировались в записках и эскизах, не публиковались и долго оставались неизвестными. Например, только в конце XIX в. были опубликованы относящиеся к 1475 его рисунки парашюта и двух летательных машин (рис. в табл. I). Обе они были рассчитаны на мускульную силу человека — одна с машущими крыльями (орнитоптер), другая с двумя винтовыми поверхностями, вращающимися на вертикальном валу (отдалённый прообраз вертолёта). В его честь в 1970 учреждён диплом Международной авиационной федерации (см. Награды ФАИ). «Лет» (Let n{{á}}rodni podnik) — авиастроительная фирма Чехословакии. Образована в 1948. В 50 х гг. выпускала по лицензии учебно-тренировочный самолёт Як-11 (под обозначением С-11), самолёты «Аэро» 45 и 145. В дальнейшем разработала и строила самолёт общего назначения L-200 «Морава», сельскохозяйственный самолёт 237 «Чмелик», планёр LI3 «Бланик». В 80 х гг. основная продукция фирмы — пассажирский самолёт на 15 мест L-410 «Турболёт» с двумя турбовинтовыми двигателями (первый полёт прототипа в 1969; построено более 800, из них более 500 для СССР, смотри рис. в табл. XXXV). Разработала пассажирский самолёт на 40 мест L-610 (первый полёт в 1988). летательный аппарат (ЛА) — устройство для полётов в атмосфере Земли или в космическом пространстве. По наличию экипажа ЛА делятся на пилотируемые и беспилотные, по степени повторности использования — на одно- и многоразовые, по назначению — на научно-исследовательские (экспериментальные), народнохозяйственные (пассажирские, грузовые, сельскохозяйственные, и т. д.), военные, спортивные. Различают аэростатические, аэродинамические, космические летательные аппараты и ракеты. Аэростатические (воздухоплавательные) ЛА — аппараты, у которых всплывная сила обеспечивается архимедовой силой, действующей на оболочку, наполненную лёгким газом или тёплым воздухом (см. Архимеда закон, Аэростатика). К ним относятся аэростаты, стратостаты, дирижабли, гибридные летательные аппараты. Первый полёт людей был совершён в 1783 на тепловом аэростате, построенном братьями Монгольфье. Аэродинамические ЛА — аппараты, использующие для полета аэродинамическую подъёмную силу, которая образуется при обтекании воздушным потоком крыла (планеры, самолёты, махолеты, экранопланы, крылатые ракеты), несущего винта (автожиры, вертолёты, летающие платформы с несущим винтом и т. п.), несущего корпуса (аппараты с несущим корпусом). На некоторых аэродинамических ЛА вертикального взлёта и посадки крыло выполняет функции несущей поверхности только при наличии горизонтальной скорости (преобразуемые аппараты, самолёты вертикального взлёта и посадки, винтокрылы). Космические ЛА предназначаются для полётов в космическое пространство; включают орбитальные, межпланетные и другие аппараты. На участке выведения космическому аппарату в соответствии с его назначением сообщается (например, с помощью ракеты) та или иная космическая скорость, после чего летательный аппарат продолжает полёт по инерции в поле сил тяготения. Свойства аэродинамических и космических летательных аппаратов сочетаются в воздушно-космическом самолёте. Ракеты способны двигаться как в атмосфере Земли, так и в безвоздушном пространстве под действием реактивной силы — тяги ракетного двигателя. Применяются для запуска космических ЛА (ракеты-носители), доставки средств поражения к различным целям (боевые ракеты — баллистические и управляемые), проведения научных исследований (геофизические и метеорологические ракеты) и т. д.
Доработка конструкции летательного аппарата в зависимости от назначения создаваемой на его базе Л. л. заключается в изменении его аэродинамической компоновки, системы управления, компоновки кабины и силовой установки, размещения антенн, а также в установке экспериментальных систем. Л. л. приобретает новые свойства по сравнению с базовым самолётом или вертолётом, что позволяет реализовать в полёте новые условия для работы экипажа, проверить новые системы, исследовать новые проблемы в области аэродинамики летательных аппаратов и динамики полёта и т. д. Например, при установке дестабилизатора самолёт превращается в динамически неустойчивый летательный аппарат, на котором можно исследовать работу автоматической системы улучшения устойчивости, а путём подвески под самолёт опытного двигателя можно создать Л. л. для исследования в условиях полёта новой силовой установки. С помощью Л. л. можно оценивать внешние условия, например, при установке на самолёте системы измерения вибраций в ряде точек конструкции можно создать Л. л. для оценки статистических характеристик неровностей взлётно-посадочной полосы при условии, что передаточная функция конструкции Л. л. определена заранее. Необходимость проведения исследований на Л. л. объясняется тем, что трудно воспроизвести на наземных экспериментальных установках и учесть в математических моделях весь комплекс внешних факторов, действующих в полёте на летательный аппарат, его системы и экипаж.
На днище лодки располагаются поперечные реданы, обычно два: один — вблизи центра масс, другой — в кормовой части лодки. Область сопряжения днища с бортами лодки (так называемые скуловые образования) имеет острую кромку. При движении по воде поперечные реданы и острые скулы способствуют установлению на днище лодки струйного течения с отрывом потока и струй с редана и скул без замывания бортов и зареданной области и тем самым повышают гидродинамическое качество (см. Глиссирование гидросамолёта). В целях повышения мореходности на носовой части днища лодки иногда располагают продольные реданы. Высокое положение центра масс Л. л. обусловлено верхним положением двигателей и крыла для защиты этих частей от воздействия волн и водяных струй. Вследствие высокого расположения центра масс Л. л. неостойчива в поперечной плоскости. Поэтому она снабжается двумя подкрыльными поплавками или жабрами. Широко применяются поддерживающие поплавки малого объема, расположенные на концах крыла. Реже употребляются несущие поплавки большого объёма ближе к корпусу лодки. Подкрыльные поплавки обычно имеют плоскокилевую форму и один поперечный редан. Жабры применяют очень редко. Средняя часть днища лодки несёт основную гидродинамическую нагрузку; межреданная часть является своего рода стабилизатором Л. л. по углу наклона в продольной плоскости при движении по воде. Как правило, межреданная часть Л. л. устанавливается под некоторым углом к носовой (так называемый угол продольной килеватости межреданной части). Такое взаимное расположение носовой и межредакной частей обеспечивает взлёт и посадку Л. л. на возможно большем угле атаки, то есть с меньшей скоростью, а также ее глиссирование на одном редане с поднятой над водой межреданной частью, то есть движение с уменьшенным водяным сопротивлением. Для обеспечения непотопляемости объём Л. л. разбивают водонепроницаемыми переборками на герметичные отсеки, которые дают ей возможность сохранять плавучесть и остойчивость при повреждении конструкции и затоплении некоторых отсеков.
жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|