А. наблюдения, для защиты от налёта бомбардировочной авиации городов и портов — А

В первые дни установления советской власти, в ноябре 1917, для руководства Воздушным флотом было создано Бюро комиссаров авиации и воздухоплавания. В начале 1918 состоялся 1 й Всероссийский воздухоплавательный съезд, который наметил программу развития отечественного воздухоплавания. В первом советском научном авиационном учреждении «Летучая лаборатория» (Москва), руководимом профессор Н. Е. Жуковским, в мае 1918 был создан аэростатный отдел. 10 августа 1918 при Реввоенсовете Республики создаётся Полевое управление авиации и воздухоплавания действующей армии (Авиадарм). В годы Гражданской войны наряду с авиацией широко использовались воздухоплавательные части. Было проведено около 7 тысяч боевых подъёмов А. с пребыванием в воздухе около 10 тысяч ч. А. использовались речными флотилиями на Волге, Каме и Днепре.

Немецкие А. заграждения объёмом от 70 до 200 м³ поднимались на высоту до 1500 м. А. наблюдения успешно использовались в Германии до конца Второй мировой войны (имели объём 1 тысяч м³).

В Японии в 1937—1939 применялись А. наблюдения и моторизов. А. С 1939 Япония разрабатывала автоматические А. (АА) для заброса на территорию противника авиабомб. В 1944 серийно строились АА объёмом 540 м с оболочками из специальной бумаги для полётов на высоте до 11 км в течение 50—70 ч, имевшие боевую нагрузку 50 кг (10). А. имел автоматическое устройство, регулирующее высоту полёта (днём 11,5 км, ночью 6—9 км). Используя струйные течения в атмосфере на высоте 9—11 км, АА, запускавшиеся в Японии, могли долетать до центральных районов США и Канады, поджигая посевы и леса и производя разрушения. Было изготовлено около 10 тысяч АА, запуск которых начался 3 ноября 1944. К маю 1945 было запущено около 9 тысяч АА. Долетело не менее 1000. После появления над территорией США первых японских АА более 500 самолётов участвовало в операциях по их обнаружению и уничтожению, проводившихся с 1 декабря 1944 по 1 сентября 1945. Сбито авиацией было только 2 АА.

В СССР были созданы различные А. наблюдения и всепогодные А. заграждения (конструкции Годунова и Центрального аэрогидродинамического института): БАЗ-136 объёмом 490 м³ (11), КАЗ объёмом 675 м³ и другие, способные поднимать стальные тросы (тросы имели вооружение) диаметром 5—8 мм на высоту до 1 км, а в ряде случаев до 4800 м, находясь в воздухе при скорости ветра до 25 м/с. А. заграждения применялись для защиты Москвы, Ленинграда, Горького, Саратова, Ярославля, Сталинграда и Севастополя, на Тихоокеанском флоте и в других местах. В Москве в конце войны поднималось до 445 А., в Ленинграде — до 360. Советские А. наблюдения (12) успешно применялись для артиллерийской разведки и корректирования огня артиллерии на Ленинградском, Волховском, Карельском, Прибалтийском фронтах, во время боёв под Москвой, в Карпатах и в завершающих боях в Берлинском сражении. В 1943 было осуществлено 5 тысяч боевых подъёмов, в 1944 — 7 тысяч За 1943—1944 А. наблюдения провели в воздухе свыше 13 тысяч ч. ПА применялись в СССР и для подготовки парашютистов. После Второй мировой войны воздухоплавание интенсивно развивалось в СССР, США, Великобритании, Франции, Японии и других странах. Успехи в улучшении конструкции, лётно-технических характеристик стали возможны благодаря созданию полимерных плёночных материалов для изготовления оболочек, достижениям радиоэлектроники, позволившим автоматизировать управление А.

С началом 50 х гг. в США стали применять АА, полёт которых происходит в стратосфере. АА могут летать на высоте от 6 до 50 км в заданном диапазоне высот, совершая длительные и кратковременные полёты. АА используются для изучения воздушных течений, метеозондирования, физических исследований, разведки, дальней радиосвязи и других целей. Проводятся запуски как одиночных АА, так и массовые запуски с использованием механизированных видов старта. Длительность полета АА может изменяться от нескольких часов до несколько лет. На высоте 45—52 км эти А. могут летать с аппаратурой массой в несколько десятков кг, на высоте до 30 км — с полезным грузом массой в сотни кг, а на высоте 20—25 км — с грузом массой 5—6 т и более.

С 1951 во Франции проводятся астрономические исследования на высотных СА. Вначале исследования проводились на СА с экипажем в герметичной гондоле, которая крепилась к оболочке из прорезиненной материи или к гирлянде из резиновых оболочек (полёты астронома О. Дольфюса), а в дальнейшем с использованием АА с плёночными оболочками, поднимавшихся на высоту 32 км. 19—20 августа 1957 на стратостате «Манхай II» с плёночной оболочкой объёмом 84,95 тысячи м³ американский пилот Сименс в герметичной кабине совершил полёт на высоте 30933 м продолжительностью 33 ч 10 мин. 4 мая 1961 американские пилоты М. Росс и В. Пратер поднялись на стратостате с оболочкой объёмом 283,17 тысяч м³ на высоту 34668 м. Воздухоплаватели находились в гермокостюмах в открытой гондоле.

В США астрономические исследования на АА (так называем баллонная астрономия) проводятся с 1960. В марте 1963 на АА с оболочкой объёмом 148,666 тысяч м³ на высоте 24,5 км была поднята астрономическая станция массой 4,5 т. При этом общая масса поднимаемого груза была 6,9 т. 27 октября 1972 на АА с оболочкой объёмом около 1,4 миллиона м³ на высоту 52 км была поднята аппаратура массой 113 кг. С 1962 проводились большие международные программы по изучению атмосферы и физических явлений путем массовых запусков АА и применения высотных грузоподъёмных АА для астрономических исследований и других целей. Исследования атмосферы, космических излучений с использованием АА проводились научными организациями США, Великобритании, Франции, ФРГ, Японии и других стран. В ряде стран созданы специальные воздухоплавательные полигоны (Австралия, Новая Зеландия, Индия, Египет, Турция, Норвегия и другие). Только в США с 1950 по 1970 было запущено 20 тысяч высотных АА.

В 50 е гг. в США и Западной Европе возобновились спортивные полёты на СА, наполняемых водородом, а с 60 х гг. — наполняемых тёплым воздухом. Спортивные полёты на дальние расстояния с экипажем проводились на А. с плёночными оболочками с использованием техники, разработанной при создании АА. В 1978 на пилотируемом СА «Дабл игл-2» с упрочнённой пленочной оболочкой американские воздухоплаватели М. Андерсон, Б. Абруццо и Л. Ньюмен пересекли Атлантический океан, установив при этом рекорд продолжительности полёта (137 ч 5 мин 50 с), а в 1984 американец Д. Киттингер пересек Атлантический океан в одиночку. В ноябре 1981 четверо воздухоплавателей из США и Японии на СА «Дабл игл-5» совершили перелёт через Тихий океан, пролетев 8328,54 тысяч км за 3,5 дня. Наряду с АА во многих странах применяются радиозонды, передающие показания аппаратуры, замеряющей температуру, давление и влажность воздуха (потолки их достигают 45—48 км).

В СССР после Великой Отечественной войны разрабатывались и применялись СА различных конструкций для проведения научных исследований. С помощью СА изучались структура атмосферы, запылённость, турбулентность, облачность, космические излучения и т. п. Исследования проводились на СА, поднимавшихся на высоту до 30 км. Для систематических исследований атмосферной турбулентности применялись плёночные автоматические А.-парашюты объёмом 3,4 тысяч м³, поднимавшиеся на высоту 23 км (13). Затем газ выпускался, а оболочка, принимавшая форму парашюта, опускала аппаратуру, допуская многократное использование А. Для пиковых (кратковременных) полётов на высоте 25—28 км применялись А.-парашюты объёмом 20 тысяч м³, изготовленные из графитизированной шёлковой материи, что исключало воспламенение водорода от электрических разрядов. Для подъёма грузов массой до 150 кг на высоту до 30 км использовались АА гирляндной системы с резиновыми оболочками. Для проведения исследований на высоте до 30 км применялись и АА с плёночными оболочками различных объёмов. Наряду с запуском АА в СССР выполнялись полёты СА с экипажем на высоте до 4 км. 25—28 октября 1950 на субстратостате «СССР ВР-79» (14) воздухоплаватели С. А. Зиновеев, С. С. Гайгеров и М. Н. Кирпичев совершили рекордный полёт длительностью 84 ч 24 мин, пролетев более 4000 км. 1 ноября 1962 на стратостате «Волга» с плёночной оболочкой объёмом 72,9 тысячи м³ (15) пилоты П. И. Долгов и Е. Н. Андреев в герметичной гондоле поднялись на высоту около 25,5 км. С 60 х гг. в СССР проводились полёты АА с плёночной оболочкой объёмом 107 тысяч м³, поднимающего астрономическую станцию массой 6 т на высоту 20 км (16).

К началу 1981 в США было построено около 2500 спортивных тепловых СА (17), в других странах — около 500. С 1968 в США и Франции осуществляются разработки ПА для подъёма ретрансляторов, исследовательской и разведывательной аппаратуры. В США проводятся опытные работы по использованию ПА для крановых работ и транспортировки древесины в горных районах. В 1972 в США были разработаны ПА типа «Фамили-II» объёмом от 5,7 до 11,3 тысяч м³ для различных военных и коммерческих целей (обеспечение радиорелейной и телефонной связи, радарного обзора и т. п.). Наибольшая высота подъёма этих ПА достигала 5500 м. Одновременно с ПА типа «Фамили-II» для ретрансляции разрабатывались ПА типа «TKOM» объёмом от 1.4 до 17 тысяч м³. Наиболее распространёнными из ПА типа «TKOM» являются ПА «Марк-VI» объёмом 2,8 тысяч м³ и «Марк-VII» объёмом 7 тысяч м³. ПА «Марк-VII» поднимает на высоту 3 км груз массой до 2000 кг при скорости ветра на высоте подъёма до 39 м/с. При флюгерном закреплении у земли ПА «Марк-VII» рассчитан на скорость ветра 46 м/с. Подъём ПА типа «TKOM» может проводиться на тросах из стальной проволоки и синтетических волокон (18).

В США, Великобритании, Франции, Японии и другие странах проводятся программы по исследованию атмосферы с использованием АА, создаются более совершенные системы АА и ПА и изучаются возможности их применения для решения ряда транспортных и военных задач.

Лит.: Вейгслин К. Е., Очерки по истории летного дела, [кн. 1], М., 1940; Полозов Н. П.. Сорокин М. А., Воздухоплавание, М., 1940; С то бр опеки и Н. Г.. Наша страна — родина воздухоплавания, М., 1954; Применение аэростатов в исследовании свободной атмосферы. Труды ЦАО. в. 100, М., 1970; Крат В. А., Котляр Л. М., Баллонная астрономия, М., 1972; Чернов А. А., Путешествия на воздушном шаре, Л., 1975.

Р. В. Пятышев.

К статье Аэростат: 1 — летающая лодка Франческо де Лана Торци (Италия, 1670); 2 — «монгольфьер» (Франция, 1783); 3 — «шарльер» (Франция, 1783); 4 — «розьер» (Франция, 1785); 5 — привязной аэростат конструкции А. Парзеваля (Германия, 1893); 6 — привязной аэростат типа «Како» (Франция, 1915); 7 — спортивный свободный аэростат; 8 — стратостат О. Пиккара (Бельгия, 1931); 9 — стратостат «СССР-1» (СССР, 1933).

К статье Аэростат: 10 — автоматический аэростат (Япония, 1944); 11 — аэростат заграждения БАЗ-136 (СССР, 1941); 12 — аэростат наблюдения АН-540 (СССР, 1941); 13 — автоматический аэростат-парашют (СССР, 1950); 14 — субстратостат «СССР ВР-79» (СССР, 1950); 15 — стратостат «Волга» (СССР, I960); 16 — стратосферная астрономическая станция «Сатурн» (СССР, 1964); 17 — современный тепловой аэростат (США, 1980-е гг.); 18 — современный привязной аэростат (США, 1980-е гг.).

аэростатика (от греческого а{{е}}г — воздух и statik{{e}} — учение о весе, о равновесии) — раздел аэродинамики, изучающий условия равновесия жидкостей и газов (преимущественно воздуха) и действие этих сред на погружённые в них тела. Область А., занимающаяся несжимаемой жидкостью, обычно называется гидростатикой.

В покоящейся среде могут возникать только нормальные напряжения, а касательные напряжения обращаются в нуль, поскольку вектор скорости V = 0. Вследствие этого нормальное напряжение, приложенное к элементарной площадке, не зависит от ориентации этой площадки в пространстве. (Этот результат об изотропии нормальных напряжений в сплошной среде впервые был установлен франц. учёным Паскалем (В. Pascal) в середине VII в. и известен в физике как закон Паскаля.|

Уравнения равновесия среды получаются из Навье—Стокса уравнений, если в них положить V = 0:

QF = gradp,

где F — вектор массовых сил, Q — плотность, р — давление. Для однородной несжимаемой жидкости (Q = const), отсюда следует, что массовые силы должны обладать потенциалом П (F = gradП). Однако в общем случае сжимаемой жидкости они могут быть и непотенциальными, и уравнения равновесия среды накладывают ограничение на поле массовых сил. Это ограничение имеет вид FrotF = 0 и представляет собой условие существования поверхностей, нормальных к силовым линиям рассматриваемого поля массовых сил. Потенциальные массовые силы, наиболее часто встречающиеся в прикладных задачах аэродинамики, удовлетворяют этому условию автоматически: rotF = -rot*gradП = 0. Уравнения равновесия замыкаются энергии уравнением и уравнением состояния среды.

На основе уравнений А. для заданного вектора F определяются поля газодинамических переменных и вычисляются силы, действующие на поверхность погружённого в среду тела; в частности, главный вектор сил давления Р на поверхность погружённого тела определяется выражением:

Р = -∫_τgradpdτ = ∫_τ{{o_}}Fdτ,

где τ — объем тела. В случае, если массовые силы — гравитационные, вектор Р равен по модулю весу жидкости в объёме тела и направлен в сторону, противоположную направлению силы тяжести, вследствие чего силу Р часто называют выталкивающей силой. Этот результат известен как Архимеда закон. Уравнения А. используются при решении различных геофизических и астрофизических задач: определение равновесного состояния атмосферы Земли (см. Барометрическая формула) и других планет; определение равновесной формы вращающейся жидкости (применительно к задаче о форме Земли и другие планет) и т. п. На их основе вычисляются характеристики аэростатов. Аэростаты в зависимости от устройства и применения могут перемешаться в атмосфере как совместно с воздушной массой, так и внутри неё. Поэтому в общем случае их перемещение определяется законами как А., так и аэродинамики. В связи с этим аэромеханику свободных аэростатов обычно рассматривают отдельно, и условно её также называют аэростатикой, понимая под этим механику полета свободного аэростата.

Самостоятельный раздел А. представляет раздел, в котором изучаются явления при сложном взаимодействии упругого летательного аппарата с воздушным потоком и функционирующей системой автоматического управления (САУ). Иногда эти явления объединяют под название «аэроавтоупругость». Динамические свойства этого замкнутого колебательного контура (среда, упругий летательный аппарат, система автоматического управления) определяются одновременно аэроупругими характеристиками конструкции летательного аппарата и характеристиками тракта управления — от чувствительных элементов (датчиков) до приводов органов управления. Взаимодействие летательного аппарата с САУ может привести к потере колебательной (аэроупругой) устойчивости всего контура, Это взаимодействие весьма существенно и для активных систем управления.

При аналитическом подходе к решению задач А. выделяют задачи на определение устойчивости и реакций конструкции. В этом случае устойчивость авиационной конструкции понимается как «устойчивость в малом» (по А. А. Ляпунову). При данной скорости потока устойчивость аэроупругой системы обеспечивается тогда, когда после приложения возмущающей силы результирующая деформация конструкции остаётся конечной, т. е., если деформация стремится к нулю при стремлении к нулю возмущающей силы, то система устойчива. При этом рассматриваются задачи статической и динамической устойчивости. В задачах определения реакции конструкции на приложенную внешнюю нагрузку искомой реакцией может быть деформация, перемещение или напряжённое состояние упругой конструкции. К таким задачам относятся исследования бафтинга, реакция упругого летательного аппарата на действие неспокойного воздуха и др.

Задачи на определение устойчивости и реакций имеют важные различия как в математическом описании, так и в методах их решения. Математические задачи устойчивости описываются системой однородных дифференциальных уравнений, решение которых сводится к проблеме определения комплексных собственно значений вещественной матрицы. Задачи об отыскании реакций описываются системой неоднородных уравнений, имеющей в обобщённых координатах следующий вид:

C{{q}} + VDq + (G + V²B)q = F(t),

где С — матрица инерционных коэффициент, G — матрица жёсткости, VD и V²В — соответственно матрицы аэродинамической жёсткости и аэродинамического демпфирования, F(t) — вектор внешних сил, q — вектор обобщённых координат, V — вектор скорости набегающего потока. В задачах устойчивости вектор F(t){{ = }}0. Различие между задачами динамической аэроупругой устойчивости (например, флаттера) и определения реакции иллюстрируется структурными схемами, представленными на рис. 2. Замкнутый контур на схеме рис. 2, а описывает самовозбуждающиеся колебания при флаттере; на рис. 2, б приведена схема, описывающая динамическую реакцию конструкции на внешнее воздействие.

В задачах устойчивости главный интерес представляет отыскание критических состояний, при которых происходит потеря устойчивости. В этом случае упругие деформации конструкции могут рассматриваться бесконечно малыми, что допускает линеаризацию описывающих задачу уравнений. При определении реакции основной интерес представляют конечные деформации и напряжения в конструкции, и в общем случае — нелинейные эффекты.

Вычислительные методы решения задач А. выбираются в зависимости от принимаемой упруго-массовой схемы конструкции летательного аппарата и используемой теории определения аэродинамических воздействий на деформирующийся летательный аппарат. В основе этих методов лежит допущение о том, что колебания летательного аппарата — системы с бесконечно большим числом степеней свободы — могут быть описаны с достаточной точностью уравнениями для системы с конечным числом степеней свободы, т. е. в уравнении для отыскания реакций вектор q можно представить в виде конечного ряда;

{{q = £ К*( 2)q,(0,}}

где f_i(x, z) — координатные функции некоторого i-гo элемента конструкции.

В качестве координатных в различных методах могут быть выбраны следующие функции. 1. Функции, описывающие формы собственно колебаний конструкции вне потока (метод заданных форм колебаний). Этот метод широко применяется при балочно-стержневой схематизации конструкции (метод Галёркина — Бубнова). 2. Функции в виде полиномов по декартовым координатам деформирующейся поверхности f_i(x, z) = {{xr' zs'}}, где r_i и S_i — набор целых чисел (так называемый метод Ритца, или метод многочленов). Такой подход удобен для анализа колебаний несущих поверхностей малого удлинения. Конструкция крыла (оперения) при этом схематизируется в виде системы балок (лонжероны, нервюры) и трапециевидных панелей (обшивка). Деформация характеризуется смещением срединной поверхности некоторой эквивалентной анизотропной пластины. Для определения деформаций используется так называем гипотеза прямых нормалей. 3. Метод сосредоточенных масс применяется при балочной схематизации конструкции и для каркасно-кессонной схемы, представляющей собой каркас из перекрёстных балок и кессонов (кессонно-балочного типа), присоединённых к каркасу (рис. 3). В этом случае вектор обобщённых координат может определять перемещения (угловые и линейные) конечного числа точек (узлов) конструкции, в которых размещены сосредоточенные грузы, представляющие массу летательного аппарата. 4. В качестве координатных функций могут быть выбраны конечные элементы. Причём для описания исходной конструкции требуется большое число переменных (несколько тысяч), которые затем редуцируются к меньшему числу расчётных степеней свободы (несколько сотен). Метод конечных элементов целесообразно применять для поверочных расчётов задач А. при подробной проработке конструкции. При упрощённой схематизации, например, балочной, каркасно-кессонной схемах, этот метод идентичен методу сосредоточенных масс.

Для определения аэродинамических воздействий расчёт аэродинамических сил проводят при определённых упрощающих задачу предположениях. Достаточно широко используется гипотеза стационарности, согласно которой аэродинамические характеристики тела, движущегося с переменный линейной и угловой скоростями, заменяются в каждый момент времени характеристиками того же тела, движущегося с пост, линейной и угловой скоростями. Имеет распространение гипотеза плоских сечений, по которой предполагают, что любое сечение крыла конечного размаха обтекается так же, как сечение соответственного крыла бесконечного размаха. В ряде случаев пренебрегают конечным значением приведённой частоты k = ωb/V (b — характерный линейный размер, ω — частота колебаний, V — скорость потока) и считают k→0. Наиболее близкую к действительной картине обтекания колеблющегося летательного аппарата в потоке воздуха даёт теория крыла в нестационарном потоке (см. Крыла теория), на основе которой разработаны методы вычисления аэродинамического коэффициента для различных режимов (несжимаемый поток; дозвуковой, трансзвуковой, сверхзвуковой и гиперзвуковой режимы полёта). На базе использования электронно-вычислительных машин нашли применение численные методы расчёта распределения нестационарных аэродинамических давлений по колеблющемуся крылу конечного размаха. При этом крыло (несущая поверхность) разбивается на участки (панели), каждый из которых заменяется либо одиночным вихрем (рис. 4) — метод дискретных вихрей, либо распределёнными диполями, либо вихревым слоем.

После вычисления элементов всех матриц система неоднородных дифференциальных уравнений для отыскания реакции интегрируется численными методами во времени (метод Эйлера, Рунге — Кутты, Адамса — Штермера, матричного экспоненциала и др.).

Наряду с расчётными методами широко применяются экспериментальные методы исследования явлений А. Один из основных экспериментальных методов — испытания моделей летательных аппаратов и многих других объектов в аэродинамических трубах (рис. 5 и 6). Для задач А. этот метод позволяет получить более полные результаты, чем лётные испытания натурного летательного аппарата. Например, при исследовании флаттера непосредственно определяется значение критической скорости флаттера, в широких пределах осуществляется вариация определяющих параметров. Исследования в аэродинамической трубе имеют преимущества и перед расчётными методами, так как позволяют избежать многие допущений и предположений как при описании конструкции летательного аппарата, так и при вычислении силовых воздействий па неё. В тех случаях, когда теоретические методы не дают надёжных результатов, например, при решении задач, связанных с исследованиями авиационных конструкции в области трансзвуковых скоростей полета или при срыве потока, экспериментальный метод является единственным при решении задач А. Испытания моделей в аэродинамических трубах позволяют исследовать явления флаттера, оценивать эффективность органов управления упругого летательного аппарата, определять критическую скорость реверса этих органов; измерять реакцию упругого летательного аппарата при действии однократных и циклических порывов воздуха, а также реакцию всего летательного аппарата и его элементов при бафтинге; изучать аэроупругую устойчивость летательного аппарата с функционирующей система автоматического управления; осуществлять выбор законов управления летательным аппаратом, синтез систем демпфирования упругих колебаний и подавления флаттера; проводить корректировку расчётных схем и методов исследования. Для испытаний применяются схематические модели, динамически-подобные модели отдельных частей летательного аппарата (крыла, фюзеляжа, оперения и т. д.) и летательного аппарата в целом, упруго-подобные модели консолей крыла, оперения и летательного аппарата в целом.

Окончательное заключение о безопасности летательного аппарата от флаттера, бафтинга, реверса органов управления и других нежелательных явлений, обусловленных воздействием на летательный аппарат аэродинамических сил, делается с учётом результатов проводившихся на натурном летательном аппарате исследований — резонансных испытаний на земле и лётных испытаний. Целью резонансных испытаний является получение форм, частот и декрементов собственно колебаний конструкции летательного аппарата. Результаты этих испытаний служат для уточнения значений критической скорости флаттера, полученной расчётом, и позволяют оценить, насколько точно модели, испытанные в аэродинамической трубе, воспроизводят характеристики натурного летательного аппарата. Лётные исследования явлений А. — составная часть общих лётных испытаний летательного аппарата на прочность, которые представляют собой заключительный контрольный этап всего комплекса исследований задач в области А. летательного аппарата.

Становление А. как самостоятельного раздела прикладной механики относится к 30 м гг., когда авиация столкнулась с двумя проблемами А. — бафтингом и флаттером самолётов. Работами М. В. Келдыша уже к конце 30 х гг. были заложены основные теории флаттера и показаны возможности моделирования этого явления в аэродинамических трубах. Большой вклад в исследование флаттера и разработку практических методов решения этой центральной задачи А. внесли Е. П. Гроссман, Я. М. Пархомовскнй и Л. С. Попов. Они явились, по существу, создателями советской научной школы исследования флаттера. Их работы имели большое значение для развития методики моделирования флаттера, создания динамически-подобных моделей, получения надёжных количеств, результатов. Теоретические методы расчёта нестационарных аэродинамических сил, действующих на колеблющийся профиль, наряду с Келдышем, разработаны М. А. Лаврентьевым, Л. И. Седовым к 1935. В 40 х гг. в Центральном аэрогидродинамическом институте под руководством С. П. Стрелкова были созданы экспериментальные установки и проведены измерения нестационарных аэродинамических коэффициентов на колеблющихся крыльях конечного удлинения. Численный метод расчёта нестационарных аэродинамических характеристик летательного аппарата на основе схемы дискретных вихрей разработан С. М. Белоцерковским.

Теоретические исследования реверса органов управления летательным аппаратом проводились в СССР начиная с 1936. Первые работы по статической А. связаны с именами Гроссмана, А. И. Макаревского и Я. М. Серебрийского. В конце 40 х гг., когда проблема реверса приобрела прикладное значение, возникла необходимость использования экспериментальных методов. Под руководством Пархомовского и В. М. Фролова в начале 50 х гг. были созданы упруго-подобные модели и проведены первые испытания их на реверс в аэродинамических трубах. Затем были разработаны методы моделирования реверса крыльев малого удлинения и других явлений статической А. всего самолёта. Систематические исследования аэроупругой устойчивости контура летательного аппарата и системы автоматического управления начались в конце 50 х гг. под руководством Стрелкова и П. Я. Крупенёва, затем А. Ф. Минаева. Вопросам взаимодействия система автоматического управления и упругого летательного аппарата посвящены работы Белоцерковского, К. С. Колесникова, А. А. Красовского. В. Н. Сухова.

Вклад в решение проблем флаттера, бафтинга, реверса и других задач А., включая аналитические, расчётные и экспериментальные методы нестационарной аэродинамики, внесли В. Бирнбаум, Т. Карман, X. Кюснер, А. Г. Фершинг (Германия), Г. Глауэрт, А. Коллар (Великобритания), И. Гаррик, Р. Бисплингхофф, Т. Теодорсен, X, Эшли (США). Ж. Купри, Р. Мазе (Франция). Центральной проблемой А. является изучение явлений флаттера. Многообразие форм флаттера, сложная зависимость критической скорости от многочисленных параметров, последствия этого явления требуют совершенствования существующих методов и разработки новых расчётных и экспериментальных методов исследования, позволяющих надёжно обеспечить безопасность летательного аппарата.

Рис. 1. Треугольник аэроупругости: А — аэродинамические силы; У — упругие силы; И — инерционные силы; 1 — явления статической аэроупругости (Д — дивергенция, Р — реверс органов управлении, ракета-носитель — распределение аэродинамической нагрузки с учётом упругости конструкции летательн аппарат, СУУ — статическая устойчивость упругого летательного аппарата); 2 — явления динамической аэроупругости (Ф — флаттер, СФ — срывной флаттер, Б — бафтннг, ТА — трансзвуковые автоколебании, НВ — реакция упругой конструкции на действие неспокойного воздуха, ДУУ— динамическая устойчивость упругого летательного аппарата); 3 — явления, не относящиеся к аэроупругости (двигательная установка — динамическая устойчивость летательного аппарата как твёрдого тела, МК — механические колебания вне потока).

Рис. 2. Структурные схемы: а —для задачи аэродинамической устойчивости (флаттера); б — для задачи динамической реакции на внешнее воздействие; А — аэродинамические силы; И — инерционные силы; У — упругие силы; F(t) — внешнее воздействие; q — реакция.

Рис. 3. Упруго-массовая схема самолёта (кессонно-балочного типа): 1 — балки;2 — сосредоточенные массы.

Рис. 4. Вихревая модель самолета (применение метода дискретных вихрей): 1 — присоединенный вихрь; 2 — контрольная точка.

Рис. 5. Испытания динамически-подобной модели самолёта в аэродинамической трубе Т-104 (ЦАГИ).

Рис. 6. Модель шпиля морского вокзала в Ленинграде (испытание на воздействие ветра в аэродинамической трубе).

аэрофинишер — устройство для торможения самолёта при посадке на палубу авианесущего корабля. Основу конструкции А. (см. рис.) составляют тросовая система и тормозной механизм. В исходном положении приёмный трос 1 располагается на тросоподъёмнике 2 и натягивается на высоту 80—150 мм над палубой. Тормозной трос 3 через систему направляющих шкивов и амортизаторы закрепляется в тормозном механизме. Диаметр троса 30—40 мм, его общая длина достигает 600 м. Основными элементами тормозного механизма обычно являются полиспаст с кратностью до 20 и гидроцилиндр, к плунжеру 5 которого крепится подвижная обойма 4 блоков полиспаста, Гидроцилиндр служит для создания тормозного усилия и возвращения троса в исходное состояние. (Известны А., в которых тормозной трос наматывается на барабаны, оборудованные фрикционными или гидравлическими тормозами.) При этом тормозное усилие автоматически регулируется селектором массы принимаемого самолёта, обеспечивающим независимость тормозного пути от массы совершающего посадку самолёта. Управление А. осуществляется с расположенного на палубе пульта управления.

При посадке самолёта его тормозной крюк захватывает приёмный трос и вытягивает тормозной, преодолевая сопротивление тормозного механизма, чем и обеспечивается торможение самолёта. А. способны останавливать самолёты массой до 30 т при посадочной скорости до 250 км/ч. При этом тормозной путь составляет около 100 м, время затормаживания 2—2.5 с, а максимальная отрицательная перегрузка может достигать 4,5.

В целях повышения безопасности посадки на кораблях устанавливают несколько А. (обычно 4) с расстоянием между приёмными тросами 10—12 м, последний трос обычно используется в составе аварийного барьера.

К. В. Захаров.

Рис. Конструктивная схема аэрофинишера.

Аэрофотоаппарат: 1 — пульт управления; 2 — аэрофотокамера; 3 — кассета.

М. С. Бабушкин.

Соч.: Наш полет в Америку, М., 1937; Записки пилота, М., 1938; Чкалов. 5 изд., №.. 1991.

Г. Ф. Байдуков.

«бак» — см. «Бритиш эркрафт корпореишен».

бак топливный — см. Топливный бак.

Балабуев Пётр Васильевич (р. 1931) — советский авиаконструктор, доктор технических наук (1988), Герой Социалистического Труда (1975). Окончил Харьковский авиационный институт (1954). Работал в опытно-конструкторское бюро О. К. Антонова инженером-конструктором, начальником цеха, директором завода, главным конструктором; с 1984 генеральный конструктор. Принимал участие в создании самолётов Ан-8, Ан-10, Ан-12, Ан-14, Ан-22, Ан-24, Ан-26, Ан-28, Ан-30, Ан-32, Ан-72, Ан-74, Ан-124 и их модификаций. Под руководством Б. создан самолёт Ан-225. Государственная премия СССР (1973). Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, медалями. См. статью Ан.

П. В. Балабуев.

В. П. Баландин.

При анализе продольного движения часто используются зависимости угла отклонения руля высоты или стабилизатора (см. рис.) от перегрузки (угла атаки или аэродинамического коэффициента подъёмной силы) при полёте с постоянной скоростью или при постоянном значении Маха числа полёта М{{_∞}} и от скорости полёта при прямолинейном установившемся движении. На характер БК влияет положение ЦТ летательного аппарата, состояние механизации крыла, режимы работы двигателей и другие факторы. В частности, максимальное, с учётом запаса на управление, отклонение руля высоты вверх, при котором возможна продольная Б., определяет предельно-переднюю центровку.

Боковая Б. при весовой, аэродинамической несимметрии или при несимметричной тяге двигателей выполняется при приемлемых углах крена {{γ}} и скольжения {{β}}. Практически часто встречающимися видами боковой Б. являются Б. при посадке с боковым ветром в прямолинейном установившемся полёте с креном и скольжением или с {{β≈}}0, Б. в установившемся криволинейном полёте (вираже), Б. при установившейся скорости крена. В ряде случаев БК могут определять неединственность связи балансировочных значений параметров движения и углов отклонения органов управления, что наблюдается, например, при «силовой» Б. (см. Вторые режимы полета) и при некоторых видах пространственного движения летательного аппарата (инерционном вращении, штопоре).

На любом режиме полёта Б. может осуществляться как при наличии, так и при отсутствии усилия на рычагах управления. В последнем случае, когда одновременно равны нулю момент относительно ЦТ летательного аппарата и усилия на рычаге управления, имеет место Б. по усилию. Снятие усилий может производиться триммером или триммерным механизмом при бустерном управлении, отклонением стабилизатора (дестабилизатора) на постоянный для данного режима полёта угол и практически важно при длительном установившемся полёте.

Балансировочные зависимости по перегрузке при n_g при М{{_∞}} = const (слева) и по скорости V_пр при разгоне в горизонтальном прямолинейном полете (справа); {{δ}}_ст — угол отклонения стабилизатора.

При полёте дрейфующих высотных аэростатов с плёночными оболочками для предотвращения снижения каждые сутки требуется сбрасывать Б. массой около 7% полетной массы аэростата. При этом масса Б. при полётах длительностью 7—10 суток может достигать 40—50% массы аэростата при взлёте.

траектории полёта тела, оборудованной измерительной аппаратурой, и устройства для торможения тела. Метательным устройством служит пороховая пушка (скорость метания не свыше 2—2,5 км/с) или двухступенчатая, так называем легкогазовая, пушка, представляющая собой два ствола, в первом из которых пороховой заряд движет поршень, сжимающий лёгкий газ (гелий, чаще водород) во втором стволе до больших давлений. Когда давление достигает значения, заданного условиями эксперимента, срабатывает спусковое устройство и модель приводится в движение. Скорость метания таких пушек достигает 11 км/с. В зависимости от конструкции баллистической трассы Б. у. подразделяются на баллистические полигоны (полёт тел в атмосферном воздухе), баллистические стенды (рис. 1) с трассой в виде герметичной камеры, в которой могут меняться давление, температура и состав газа; баллистической трубы (рис. 2), в которых тело движется навстречу сверхзвуковому потоку газа. Б. у. позволяют воспроизвести реальные параметры полёта летательного аппарата в атмосфере Земли и других планет, а также входа в атмосферу (скорость до 15,2 км/с, энтальпия торможения газа до 1,9*10⁷ Дж/кг, Рейнольдса число до 10⁷).

Рис. 1. Схема баллистического стенда (вверху) и полученная на стенде теневая картина сверхзвукового обтекания тела (внизу): 1 — метательное устройство; 2 — камера шумопоглощения; 3 — бронещит; 4 — диафрагма; 5 — источники света; 6 — герметичная камера; 7 — оптические окна; 8 — фотокассеты; 9 — фотоумножители; 10 — пульт управления.

Рис. 2. Схема баллистической трубы для моделирования условий входа летательного аппарата в атмосферу; 1 — подвод воздуха высокого давления; 2 — улавливатель моделей; 3 — быстродействующий клапан; 4 — сопло; 5 — оптическое окно; 6 — метательное устройство; 7 — выпуск о вакуумную ёмкость.

баллистический коэффициент — размерная величина {{σ}}_x, равная произведению коэффициента сопротивления аэродинамического c_x (см. Аэродинамические коэффициенты) на характерную площадь S, делённому на массу m тела: {{σ}}_x = c_xS/m или его вес G: {{σ}}_x = c_xS/G. Б. к. был введён в практику расчётов артиллеристами, когда движущееся тело рассматривается как материальная точка, и при заданных начальных условиях, значение {{σ}}_xr полностью определяет траекторию снаряда в атмосфере с известными характеристиками. В аэродинамическом расчёте летательный аппарат Б. к. входит в уравнения динамики летательного аппарата. При наличии подъёмной силы наряду с Б. к. вводится также коэффициент планирования {{σ}}_y = c_yS/m = K{{σ}}_x, где с_у — коэффициент подъёмной силы и К — аэродинамическое качество.

Б. к. определяет собой потерн кинетической энергии летательным аппаратом и вдоль траектории его движения в общем случае является переменный величиной, значение которой может меняться за счёт изменений массы тела (например, расход топлива), коэффициент c_x, (изменение угла атаки, отклонение элементов механизации крыла) и площади S. Путём изменения Б. к. можно воздействовать на движение летательного аппарата с целью оптимизации решения поставленной задачи. Например, для самолётов на крейсерском режиме полёта стремятся сделать Б. к. наименьшим для повышения эксплуатационных характеристик (дальность, экономичность). Для аэрокосмических летательных аппаратов на начальном участке входа в атмосферу Б. к. стремятся сделать наибольшим, чтобы торможение летательного аппарат происходило на больших высотах с целью существенного снижения аэродинамического нагревания летательного аппарата.

В. А. Башкин.

баллонет (французское ballonnet, от ballon — воздушный шар) — камера, наполненная воздухом; обеспечивает у дирижаблей и привязных аэростатов постоянство формы корпуса (оболочки) при изменении температуры и барометрического давления, а у свободных аэростатов с экипажем — регулирование зоны выполнения. На мягких и полумягких дирижаблях бывает от одного до четырёх Б. На полужёстких дирижаблях, разделяемых поперечными диафрагмами на несколько отсеков, Б. имеются во всех отсеках. Располагаются они в нижней части оболочки.

Общий объём Б. на нежёстких дирижаблях, летающих на высоте до 2 км, составляет 25% объёма дирижабля. Воздух, находящийся в Б., отделяется от подъёмного газа в оболочке диафрагмой, которая изготовляется из газонепроницаемых тканей или плёночных материалов. Наполнение Б. воздухом осуществляется: на дирижаблях — от улавливателя, установленного за воздушным винтом, или от специального вентилятора; на привязных аэростатах — через улавливатель ветрового потока или при помощи специального вентилятора; на свободных аэростатах с экипажем — от специального вентилятора. На свободных аэростатах с экипажем, рассчитанных на длительные рекордные полёты в тропосфере и наполняемых гелием, Б. может наполняться тёплым воздухом, способствуя регулированию подъёмной силы и изменению как зоны выполнения, так и зоны равновесия.

Изменение в Б. газового состава воздуха, давления, температуры и другие параметров позволяет изучать действие этих факторов на организм животных и человека. В Б. также проводятся тренировки, врачебная экспертиза лётчиков и космонавтов, лечение некоторых заболеваний, физиолого-гигиенические исследования средств жизнеобеспечения и технические испытания авиационной и космической аппаратуры. В Б., скомбинированных с тренажёрами, операторскими стендами, центрифугами, устройствами для имитации невесомости, изучают функциональное состояние и работоспособность человека при комплексном воздействии на его организм статических и динамических факторов полёта.