П. у. в сочетании со средствами отображения информации образуют конструктивные элементы кабины, называемые авиационными панелями управления. Иногда П. у

Область эффективного использования электрической П. с. ограничивается мощностью 18 кВт (в отдельных случаях до 45 кВт). На лёгких вертолётах и самолётах электрическую П. с. применяют для запуска основного газотурбинного двигателя, на средних и тяжёлых — для запуска газотурбинного двигателя вспомогательной силовой установки (вспомогательная силовая установка) и турбокомпрессорного стартера. В качестве пускового устройства в электрической П. с. используются электростартер (электродвигатель) и стартер-генератор (при запуске газотурбинного двигателя используется как стартер, а при работающем двигателе — как электрический генератор), в качестве источников питания — аккумуляторы (N_пу < 15 кВт) или вспомогательная силовая установка (N_пу = 15—45 кВт).

Воздушные П. с. (рис. 1) применяются на многодвигательных вертолётах и самолётах при N_пу = 20—150 кВт. В качестве источника сжатого воздуха в такой П. с. используются вспомогательная силовая установка, газотурбинный двигатель, наземный пусковой агрегат, в качестве ПУ — воздушный турбостартер — турбина (центростремительная или осевая, рис. 2), работающая на сжатом воздухе низкого давления. Параметры воздуха на входе в воздушный турбостартер составляют: давление 250—500 кПа, температура 420—600 К, расход 0,35—1,2 кг/с. На некоторых летательных аппаратах (преимущественно одноразового применения) используются воздушные турбостартеры, работающие на сжатом воздухе высокого давления (от баллонов со сжатым воздухом).

Область применения турбокомпрессорных П. с. — одно-, двухдвигательные самолёты военной авиации (при N_пу > 50 кВт). В качестве ПУ в такой П. с. используется турбокомпрессорный стартер (газотурбинный двигатель, используемый как ПУ для запуска основного двигателя) или турбокомпрессорный стартер-энергоузел (газотурбинный двигатель, используемый как ПУ для запуска основного газотурбинного двигателя, а также в качестве источника энергии для питания бортовых систем летательного аппарата).

На летательных аппаратах с широким использованием гидравлических систем для запуска вспомогательной силовой установки и основного газотурбинного двигателя применяются гидравлические П. с. В качестве ПУ в гидравлических П. с. используется обратимый гидронасос, работающий при запуске газотурбинного двигателя как гидродвигатель (гидростартер). Для запуска вспомогательной силовой установки, а иногда и маломощного газотурбинного двигателя (при отсутствии вспомогательной силовой установки на летательном аппарате) применяется гидропневмоаккумулятор.

Для некоторых летательных аппаратов (преимущественно одноразового применения) могут использоваться П. с. с ограниченным запасом рабочего тела: с топливовоздушным турбостартером, в камеру сгорания которого подаётся от баллонов сжатый воздух высокого давления; с турбостартером, работающим на твёрдом топливе (порохе); с турбостартером, работающим на жидком однокомпонентном (унитарном) топливе и другие. Для запуска малогабаритных, вспомогательных, подъёмных газотурбинных двигателей может использоваться воздушные П. с. с непосредственной подачей сжатого воздуха на рабочие лопатки турбины (компрессора).

Рис. 1. Схема воздушной пусковой системы многодвигательного самолёта: 1 — маршевый газотурбинный двигатель; 2 — воздушный турбостартер; 3 — регулирующая заслонка; 4 — пусковая заслонка; 5 — подача воздуха от аэродромно-пускового агрегата; 6 — обратный клапан; 7 — газотурбинный двигатель вспомогательной силовой установки; 8 — подача воздуха в систему кондиционирования; 9 — отбор воздуха от маршевого газотурбинного двигателя.

Рис. 2. Кинематическая схема воздушного турбостартера с осевой турбиной: 1 — отсечная заслонка; 2 — сопловой аппарат; 3 — осевая турбина; 4, 5 — шестерни редуктора; 6 — наружная обойма храповика; 7 — коронная шестерня редуктора; 8 — шестерня выключателя; 9 — ведущая шестерня редуктора.

пусковая установка (ПУ) авиационная — устройство для транспортировки и пуска ракет. ПУ может быть съёмной или являться частью летательного аппарата. Конструктивно ПУ состоит из направляющей, стопорного и контактных устройств, объединённых в силовом корпусе (см. рис.). Направляющие служат для удерживания ракеты при транспортировке и направления её при пуске. На самолётах направляющие ПУ могут иметь «нулевую» длину (точечная подвеска), так как скорость носителя обеспечивает устойчивое движение ракеты на начальном участке траектории. По конструкции направляющие делятся на полозковые и трубчатые, они могут объединяться в блоки для применения группы ракет (в этом случае они называются блоками ракетных орудий). Стопорные устройства предназначены для удерживания ракеты от продольного перемещения при транспортировке, они могут быть механическими .(например, пружинными), электромеханическими и другими. Стопорные устройства размещаются на каждой направляющей отдельно, но могут иметь групповое управление для обслуживания ПУ на земле. Контактное устройство служит для передачи электрических импульсов при пуске двигателя ракеты, а также для передачи командных импульсов исполнит, устройствам ракеты, находящейся на ПУ. Электрическая связь ПУ с летательным аппаратом осуществляется через штепсельный разъём, размещённый на силовой балке ПУ между узлами подвески.

Съёмная пусковая установка: 1 — ракета; 2 — корпус пусковой установки; 3 —узлы подвески; 4 — штепсельные разъёмы; 5 — направляющие; 6 — стопорное устройство.

Инерционные ПЗУ бывают мульти- или моноциклонной конструкции, а также с профилированными каналами с поворотами, необходимыми для сепарации пыли из воздушного потока. Мультициклонное ПЗУ представляет собой блок из нескольких десятков цилиндрических трубок небольшого размера (циклонов) с завихрителями потока на входе, создающими условия для сепарации пыли в закрученном потоке. Такое ПЗУ задерживает до 98% массы пыли, содержащейся в проходящем через циклон воздухе. Однако оно редко используется из-за относительно больших габаритных размеров и массы. Чаще используются моноциклонное ПЗУ (см. рис.) и ПЗУ с профилированными каналами, степень очистки в которых составляет 75—85%.

Встроенное пылезащитное устройство: 1 — закручивающая лопатка; 2, 4 — раскручивающие лопатки; 3 — лопатки компрессора; 5 — элементы конструкции двигателя; а — вход воздуха в двигатель; б — воздух с пылью; в — к отсасывающему устройству; г — вход воздуха в компрессор.

Соч.: Штопор самолета, М.—Л., 1934; Аэродинамика самолета, 3 изд., ч. 1—2, М.—Л., 1939; Динамические свойства самолета, М., 1951; Основные этапы развития самолета, М., 1984.

В. С. Пышнов.

«пьяджо» (Industrie Aeronautiche e Meccamche Rinaldo Piaggio, SpA) — самолето- и двигателестроительная фирма Италии. Современное название с 1964. Основана в 1884 как машино- и кораблестроительная фирма. В 1916 начала производство самолётов конструкции Дж. Капрони. После Первой мировой войны выпускала самолёты собственной конструкции и по лицензии, с 1925 — также и авиадвигатели. До 1943 выпустила несколько тысяч самолётов и гидросамолётов, в том числе тяжёлый бомбардировщик Р.108 с четырьмя поршневыми двигателями (первый полёт в 1939, смотри рис. в таблице XXII) и его военно-транспортный и пассажирский варианты. После возобновления деятельности в 1946 разработала самолёты: амфибию Р.136 с двумя поршневыми двигателями (1948), тренировочный Р.148 (1951), связной Р.149 (1953), туристский Р.166 (1957), лёгкий реактивный транспортный PD-808 (1964, совместно с фирмой «Дуглас»), транспортный Р.166 DL3 с двумя турбовинтовыми двигателями (1976), административный восьмиместный Р.180 «Аванти» с двумя турбовинтовыми двигателями (1986, см. рис.).

Фирма участвует в производстве ряда самолётов других фирм, выпускает по лицензиям США и Великобритании поршневые двигатели и газотурбинные двигатели для самолётов и вертолётов.

Административный самолёт Пьяджо Р.180 «Аванти».

Ф. Н. Пясецкий.

Р. В. Пятышев.

2) Обозначение некоторых советских реактивных двигателей. Например, Р11-300, созданный под руководством С. К. Туманского (см. АМ)

На лопатки Р. к. т. непосредственно воздействует газ с высокой температурой, поэтому они изготовляются из более жаропрочных сплавов, чем диск. В высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателях Р. к. т. охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора. Лопатки имеют развитую систему внутреннего охлаждения, выполненную в виде каналов и щелей внутри пера, через которые продувается охлаждающий воздух (см. Охлаждение двигателя). Они изготовляются методом точного литья по выплавляемым моделям (неохлаждаемые лопатки могут изготовляться также штамповкой), диски — штамповкой или прессованием из гранул (см. Гранулируемые сплавы) с последующей механической обработкой. Температура рабочей лопатки турбины достигает 1000{{°}}С, а окружные скорости 500 м/с, поэтому турбина является самым напряжённым и трудным в доводке элементом двигателя.

Ступень Р. т. состоит из соплового аппарата (безлопаточного или лопаточного) и рабочего колеса. Безлопаточный сопловой аппарат существенно упрощает конструкцию Р. т., позволяет использовать рабочее тело с более высокой температурой, уменьшает эрозию лопаток рабочего колеса и снижает уровень шума. В рабочем колесе большая часть теплоперепада (до 70%) срабатывается в результате действия центробежных сил. На выходе из рабочего колеса направление потока либо радиально-осевое, либо радиальное. Рабочие колёса Р. т. имеют малое число лопаток, их конструкция и производство просты.

В ступени Р. т. можно срабатывать больший теплоперепад, чем в ступени осевой турбины, так как при одинаковых напряжениях в рабочем колесе окружные скорости в Р. т. могут быть большими, чем в осевой. Обычно отношение давления на входе к давлению на выходе из турбины в Р. т. составляет 1,5—3,5 при окружной скорости на периферии рабочего колеса до 500 м/с, а максимальное значение мощностного КПД достигает 0,9 (см. в статье Коэффициент полезного действия компрессора, турбины).

К недостаткам Р. т. следует отнести большой диаметр корпуса турбины, трудности её компоновки в системе двигателя, а также сложность создания многоступенчатых Р. т., в связи с чем они получили ограниченное распространение.

При скоростях входа летательного аппарата в плотные слои атмосферы, больших или приближённо равных второй космической скорости, Р. т. п. от высокотемпературного газа (образующегося в поле возмущающего течения) к поверхности сравним с тепловым потоком за счёт конвективного переноса и может даже превышать его. В отличие от конвективного Р. т. п. возрастает при увеличении радиуса носовой части летательного аппарата. Газодинамическое и радиационное (испускание и поглощение электро-магнитного излучения) процессы взаимосвязаны, так как при испускании (поглощении) излучения газ теряет (приобретает) энергию, а интенсивность излучения зависит от состояния газа. Уравнения газовой динамики при учёте излучения газа дополняются уравнением переноса излучения, а в энергии уравнение добавляется дивергенция вектора полного (по всем направлениям и частотам) потока лучистой энергии.

В состав РПМ входят неметаллическая (обычно полимерная или керамическая) матрица и мелкодисперсные порошкообразные или дискретные волокнистые проводящие наполнители (или их сочетание). При взаимодействии электро-магнитного излучения с РПМ происходят одновременные процессы поглощения (обусловливающие тепловые потери), рассеяния (вследствие структурной и геометрической неоднородности материала) и интерференции радиоволн.

По рецептурному составу РПМ классифицируют на немагнитные диэлектрические, в которых в качестве поглощающего наполнителя используются проводящие частицы и волокна на основе модификаций углерода (сажа, графит и др.) и немагнитных металлов (алюминий, медь и др.), магнитодиэлектрические (мелкодисперсные порошки железа, никеля, кобальта, ферритов в диэлектрической полимерной матрице) и магнитные (ферритовые) материалы. В зависимости от эффективного рабочего частотного диапазона, определяемого обычно коэффициентом отражения электро-магнитных волн, РПМ подразделяют на широкодиапазонные и частотнонастроенные, или резонансные. По структурному признаку различают однослойные, интерференционные, градиентные и комбинированные РПМ. Однослойные РПМ, имеющие однородную по толщине структуру и обладающие диэлектрическими и магнитными свойствами, являются узкодиапазонными и обеспечивают эффективное поглощение электро-магнитного излучения при толщине, равной четверти длины волны. В интерференционных РПМ, представляющих собой чередование диэлектрических и проводящих слоев, уменьшение уровня отражённого сигнала достигается за счёт противофазного сложения волн, отразившихся от металлической поверхности объекта, диэлектрических прослоек и электропроводящих слоев. Градиентные РПМ — многослойные структуры с плавным или ступенчатым изменением по толщине комплексной диэлектрической (или магнитной) проницаемости. Разновидность РПМ градиентного типа — материалы с геометрическими неоднородностями, имеющие рельеф поверхности в виде пирамид, конусов, трубок, шипов, гофров и т. п., уменьшение коэффициента отражения от которых достигается в результате многократного отражения волны от поверхностных неоднородностей и поглощения энергии при каждом отражении. Комбинированные РПМ представляют сочетание РПМ всех трёх типов.

При изготовлении РПМ применяются традиционные способы технологии получения композиционных материалов — прессование, напыление, экструзия и др., обеспечивающие получение изделий из РПМ заданной конфигурации.

Таблица — Некоторые свойства радиопрозрачных материалов

Состав бортового Р. о., его технические характеристики и процедуры радиообмена для самолётов гражданской авиации определяются нормами ИКАО, регламентом радиосвязи и Нормами лётной годности. В обязательный минимальный состав бортового Р. о. пассажирских самолётов входят: радиостанция диапазона 118—137 МГц (два комплекта); радиостанция диапазона 2—30 МГц (при полётах на сложных трассах для резервирования устанавливается второй комплект, а при полётах в полярных районах радиостанция диапазона 325—530 кГц); аппаратура внутренней связи; портативная радиостанция для авиационной связи и подачи сигналов бедствия на частотах 121,5 и 243 МГц (входит в аварийное снаряжение экипажа).

Бортовые радиостанции диапазона 118—137 МГц имеют выходную мощность передатчика 16—25 Вт при массе 3,5—5 кг; чувствительность приёмника 1,5—3 мкВ; дальность связи в пределах прямой радиовидимости до 350 км; модуляция — амплитудная, двухполосная; связь — симплексная. Мощность излучения (пиковая) радиостанций диапазона 2—30 МГц 200—400 Вт при массе 15—25 кг; дальность связи 1000—3000 км; основной вид излучения — амплитудная однополосная телефония и передача цифровой информации; связь — симплексная; чувствительность приёмника 1,5—3 мкВ.

Передача речи и прослушивание сообщений осуществляются через аппаратуру внутренней связи посредством ларингофонно-микрофонно-телефонных гарнитур, объединяющих на одном оголовье динамический микрофон и головные телефоны. Применяются также выносные ручные микрофоны и кабинные громкоговорители. Аппаратура внутренней связи обеспечивает не только связь между членами экипажа, но и одновременное прослушивание в телефонах специальных сигналов оповещения и радионавигационных устройств.

Управление Р. о. осуществляется через пульт аппаратуры внутренней связи, обеспечивающий выбор радиостанции для связи, и пультов управления соответствующих радиостанций, с помощью которых устанавливаются рабочие частоты и режимы работы станций. Установка частоты бесподстроечная с шагом 25 кГц в диапазоне 118—137 МГц и 100 Гц в диапазоне 2—30 МГц.

К Р. о. как обязательному бортовому оборудованию первой категории предъявляются повышенные требования по надёжности и резервированию. Наработка на отказ Р. о. не менее 3000 ч. В военное авиации используются диапазоны 220—400 и 960—1200 МГц (для ближней оперативной связи), 10—30 кГц (для связи с подводными лодками) и др.

РТС состоит из передающей и приёмной частей. В состав передающей части входят датчики, преобразующие физ. сигналы в электрические, суммирующие и кодирующие устройства, передатчик. Приёмная часть содержит приёмник, разделители сигналов, регистрирующие устройства, устройства обработки и отображения результатов. Передающая часть РТС размещается на испытуемом летательном аппарате, приёмная часть — на земле, корабле или сопровождающем самолёте. В последнем случае расширяется зона приёма телеметрических измерений и появляется возможность проведения лётных испытаний с радиотелеметрическими измерениями в любых регионах страны без предварительного оборудования трассы.

РТС — многоканальные, цифровые; рассчитаны на измерения сотен и даже тысяч различных электрических сигналов. Разделение этих сигналов в РТС, как правило, временное; применяются также адресные системы. РТС работают обычно в метровом и дециметровом диапазонах длин волн, что позволяет использовать приёмные антенны небольшой направленности с поляризацией, близкой к круговой.

Скорость передачи информации в РТС достигает нескольких миллионов бод, погрешность не превышает нескольких десятых долей процента. Дальность действия РТС определяется мощностью передатчика, чувствительностью приёмника, эффективностью передающих и приёмных антенн и составляет тысячи — сотни тысяч км в зависимости от полосы пропускания радиоканала. Современные РТС имеют гибкую структуру, обеспечивающую одновременное измерение медленно- и быстропеременных сигналов, построены с использованием модульного принципа, что позволяет создавать в рамках одной РТС различные конфигурации, отличающиеся габаритными размерами приёмной аппаратуры, условиями применения, надёжностью, помехозащищённостью и др. Особенность современных РТС — совмещённость их со средствами внешнетраекторных измерений, вычислительным комплексом и командной радиолинией управления, что при размещении приёмной станции на самолёте — командном пункте создаёт практически неограниченные возможности их использования для управления лётным экспериментом в реальном времени.

Впервые боевое применение разведывательные самолёты нашли во время Триполитанской (1911—1912) и Балканских (1912—1913) войн. Русские лётчики и конструкторы сыграли большую роль в совершенствовании разведывательных самолётов, конструировании аэрофотоаппаратов и самолётных связных радиостанций. В ходе Первой мировой войны разведывательные самолёты широко использовались для визуальной и фотографической разведки, а также корректирования огня артиллерии. Во время Второй мировой войны в качестве разведывательных самолётов применялись истребители, штурмовики и бомбардировщики, оснащённые разведывательным оборудованием (аэрофотографии и радиосвязным).

Разворот (а) и двойной восходящий разворот (б).

Влияние числа Кнудсена на структуру потока наиболее наглядно прослеживается на примере течения Куэтта — течения, возникающего между двумя параллельными пластинами, расположенными на расстояние L друг от друга, имеющими одинаковую температуру и движущимися в противоположные стороны с постоянными скоростями ± V/2. Если V мала по сравнению с тепловой скоростью молекул, то приближенное решение уравнения Больцмана имеет вид

{{формула}}

где u — скорость газа, {{}}_xy — постоянное в пространстве между пластинами напряжение трения, {{}} — динамическая вязкость, c — константа. При Kn > 1 газ между пластинами покоится, а напряжение трения пропорционально давлению, так как {{}}~{{}}, где {{}} — скорость звука, {{}} — средняя длина свободного пробега молекул. При этом проскальзывание u{{_}} = ½V -u газа относительно стенки максимально и равно K/2. По мере уменьшения числа Kn скольжение уменьшается, и при Kn < < 1 u = cKnV/2 в соответствии с условиями скольжения для уравнений газовой динамики. Напряжение трения при этом становится пропорциональным {{}} и градиенту скорости, как это и следует из континуальной газовой динамики. В течении Куэтта характеристики монотонно изменяются с изменением Kn. Однако в других течениях многие характеристики в промежуточной области значений Kn не монотонны. Так, при течении по трубе объёмный расход имеет минимум при некотором значении Kn (парадокс Кнудсена). Не монотонны и аэродинамические характеристики. Например, сопротивление тонких тел (пластина, параллельная потоку, конус) имеет максимум. При обтекании таких тел в результате межмолекулярных столкновений на тело попадают молекулы, которые, не будь столкновений, пролетели бы мимо тела, что и приводит к увеличению сопротивления по сравнению с сопротивлением в случае свободномолекулярного течения.

Сложность решения уравнения Больцмана и отсутствие во многих случаях надёжных данных о взаимодействии молекул между собой и поверхностями делают актуальным эксперимент. Для исследования течений разреженного газа используются вакуумные аэродинамические трубы, а взаимодействие молекул с поверхностями изучается с помощью молекулярных пучков. При создании вакуумных труб возникают сложные проблемы моделирования течений, так как законы взаимодействия молекул между собой и поверхностями существенно зависят от температур газа и стенки, так что для полного моделирования недостаточно выдержать натурные значения Маха числа M и Рейнольдса числа Re, но необходимо выдержать и натурные значения температур газа и тела. Для этого приходится нагревать газ в форкамере и охлаждать модель. Как правило, удаётся достичь лишь частичного моделирования. Вакуумные трубы позволяют исследовать многие детали континуальных течений. Разреженность газа (увеличение {{}}) позволяет «растянуть» течение. Так, например, ударную волну или кнудсеновский слой, имеющие при нормальных условиях толщину порядка 10^-7 м, можно растянуть до размеров, приемлемых для исследования их структуры. Для экспериментального изучения течений разреженного газа, наряду с очень чувствительными весами, датчиками давления и потоков теплоты, используются электронные, рентгеновские, лазерные (основанные на флуоресценции и рассеянии) методы диагностики.

Важным объектом исследований являются струи, истекающие в вакуум или в область с низким давлением. Такие струи широко применяются для управления космическими и воздушно-космическими аппаратами, а также характерны при работе вакуумных аэродинамических труб. В струях течение может проходить все режимы — от течений, характерных для сплошной среды, до свободномолекулярного течения, в них происходят релаксационные процессы, химические реакции, конденсация и образование кластеров (твёрдых частиц или капель жидкости). Поэтому струи являются удобным объектом для изучения этих процессов, определения констант реакций, времён релаксации и т. д. Поскольку разные газы в струях ведут себя по-разному, то в них можно получить разделение газов и изотопов, а также выделение различных веществ в виде кластеров. Методы Р. г. д. используются при исследовании течений в пористых телах и капиллярах, для исследования движения и испарения дисперсных сред.

Течение Куэтта.

Для проверки фактической прочности авиационные конструкции подвергаются статическим испытаниям до разрушения, ресурсным испытаниям, а также испытаниям на остаточную прочность.