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

Размещение модели в рабочей части со сплошными стенками уменьшает проходное сечение, что при определенной дозвуковой скорости набегающего потока (M_∞ < 1) приводит к «запиранию» AT, то есть к образованию в области расположения модели критического сечения, в котором скорость потока равна местной скорости звука. Запирание AT возможно также на выходе из рабочей части даже при отсутствии в ней модели из-за поджатия дозвукового потока пограничным слоем, нарастающим на стенках сопла и рабочей части трубы. Отвод газа из рабочей части через перфорацию позволяет осуществить непрерывный переход через скорость звука в рабочей части AT с моделью и без неё (о расходном сопле см. в статье Газовая динамика).

В сверхзвуковом потоке возмущения в виде волн сжатия и волн разрежения, отражённые от сплошной стенки и от свободной границы, отличаются знаком. Поэтому применение П. с. в сверх- и гиперзвуковых AT снижает интенсивность отражённых возмущений и тем самым уменьшает влияние границ рабочей части при испытаниях моделей летательных аппаратов и уменьшает неравномерность сверхзвукового потока. Более равномерное поле скоростей, увеличение допустимой загрузки рабочей части и снижение потерь полного давления получают при использовании принудительного отсоса, который осуществляется либо насосами, либо автоотсосом путём отклонения подвижных створок. Существенное ослабление влияния стенок можно получить регулированием их проницаемости и изменением давления со стороны камеры по всей поверхности.

Лит.: Сверхзвуковые течения газа в перфорированных границах, М., 1967.

А. Л. Искра.

Схема перфорированной рабочей части аэродинамической трубы: 1 — конфузор; 2 — камера; 3 — перфорированная стенка; 4 — подвижные створки; 5 — принудительный отсос.

В. М. Петляков.

Соч.: Бортовые терминальные системы управления, М., 1983 (совм. с др); Избр. труды, т. 1—2, М., 1983.

Б. Н. Петров.

Петров Георгий Иванович (1912—1987) — советский учёный в области механики, академик АН СССР (1958; член-корреспондент 1953), Герой Социалистического Труда (1961). Окончил Московский государственный университет (1935), работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1934—1941, 1943—1944), ЛИИ (1942—1943), затем в других научно-исследовательских институтах. С 1965 в Институте космических исследований АН СССР (в 1965—1973 директор, с 1973 заведующий отделом). Основные труды по прикладной газовой динамике и космической аэродинамике. Провёл исследования по сверхзвуковым диффузорам, распространению колебаний в вязкой жидкости, устойчивости вихревых слоев, физическим условиям распада ламинарного течения. Разработал оптические методы визуального изучения воздушных слоев. Государственная премия СССР (1949, 1978). Награждён 4 орденами Ленина, 3 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: О распространении колебаний в вязкой жидкости и возникновении турбулентности, М., 1938 (Труды ЦАГИ, в. 345).

Г. И. Петров.

Петров Иван Фёдорович (р. 1897) — советский военный и научный деятель, генерал-лейтенант авиации (1942), кандидат технических наук (1940). Окончил военную школу морской лётчиков в Самаре (1920), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1929; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). В 1923—1925 морской лётчик-инструктор 1 го класса Севастопольской школы морской авиации. Работал лётчиком-испытателем в научно-исследовательском институте военно-воздушных сил (1929—1940, в 1939—1940 заместитель начальника института); проводил государственные испытания самолётов Н. Н. Поликарпова и А. Н. Туполева, летал на 137 типах самолётов. В 1940—1941 начальник Центрального аэрогидродинамического института. В 1941 заместитель командующего ВВС Рабоче-крестьянской Красной Армии. В 1942—1947 начальник научно-исследовательского института ГВФ, в 1947—1951 начальник ЛИИ, в 1952—1963 ректор Московского физико-технологического института. Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 3 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, орденом Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Соч.: Штопор самолета, М., 1934 (совм. с А. И. Филиным).

И. Ф. Петров.

ПЗЛ (PZL, Pa{{n}}stwowe Zaktady Lotnicie) — объединение польских государственных предприятий по производству авиационной техники. Образовано в 1928. Наиболее крупные предприятия:

ВСК-ПЗЛ «Мелец» [WSK (Wyt-wornia sprzetu komunikacyinego) — PZL Mielec]. Образовано в 1938. К началу 1988 выпустило более 13,5 тысяч самолётов различных типов, включая МиГ-15/17 и Ан-2 (по лицензии), учебно-тренировочные TS-8 «Бес» и TS-11 «Искра» (первый полёт в 1960, см. рис. в табл. XXXIII), сельскохозяйственные самолёты М-15 и М-18 «Дромадер» (1976). С 1977 участвовало в производстве компонентов для аэробуса Ил-86, а с конца 80 х гг. и для Ил-96-300, с 1984 выпускало по лицензии лёгкий пассажирский самолёт Ан-28, с 1980 — лёгкий пассажирский и санитарный вариант самолёта Пайпер РА-34 «Сенека» (под обозначением М-20). Созданы сельскохозяйственные самолёты М-21 и М-24 (варианты М-18), учебно-тренировочный самолёт М-26 «Искорка» (1986), построены опытные образцы учебно-боевых самолётов I-22 (1985).

ВСК-ПЗЛ «Свидник» (WSK—PZL Swidnik). Образовано в 1951. В 50 х гг. выпускало по лицензии самолёт МиГ-15 (под обозначением LiM-1) и вертолёт Ми-1 (под обозначением SM-1), вертолёт SM-2 собственно разработки. С 1964 производило по лицензии вертолёт Ми-2 в различных вариантах. Участвовало в производстве компонентов для самолётов Ан-28, Ил-86 и Ил-96-300. С конца 80 х гг. производило вертолёт W-3 «Сокол» с двумя турбовинтовыми двигателями (первый полёт в 1979), с 1987 — вертолёт «Каня» (1979, на основе Ми-2).

ВСК-ПЗЛ«Варшава — Окенце» (WSK—PZL Warszawa—Okencie). Образовано в 1928. До Второй мировой войны здесь были разработаны и серийно производились истребители Р.7 (первый полёт в 1930), Р.11 (1931), Р.24 (1933, см. рис. в таблице XIX), бомбардировщики Р.23 «Карась» (1934), Р.37 «Лось» (1936). В 50 х гг. выпускались лёгкие самолёты «Юнак» 2, по советской лицензии По-2 и Як-12, в 60 х гг. — PZL-101 «Гаврон» (на основе Як-12), налажено производство сельскохозяйственного оборудования. С начала 60 х гг. выпускался самолёт общего назначения PZL-104 «Вильга» (первый полёт в 1962, смотри рис. в таблице ХХХШ), с 1974 — сельскохозяйственный самолёт PZL-106 «Крук» (1973), с 1979 — PZL-110 «Колибер» (лицензионный вариант французского самолёта SOCATA «Ралли» 100 ST), с конца 80 х гг. — учебно-тренировочный самолёт PZL-130 «Орлик» (1984).

ВСК-ПЗЛ «Жешув» (WSK-PZL Rzeszow). Образовано в 1938. После Второй мировой войны предприятие выпускало по лицензии советские двигатели М-11, РД-10, РД-45, ВК-1, АИ-26 и АШ-62, а также турбореактивный двигатель польской разработки НО-10 и SO-1. В 80 х гг. основную продукцию составляли строившиеся по лицензии советские ГТД-350 (для вертолётов Ми-2), ТУРБОВИНТОВОЙ ДВИГАТ-10 (для самолётов Ан-28) и поршнев двигатели PZL-F (по лицензии американской фирмы «Франклин» для самолётов PZL-110, М-20 и др), а также поршневые двигатели PZL-3S собственной разработки (для самолётов PZL-106, IAR-827 и др) и ТУРБОРЕАКТИВН ДВИГАТ SO-3 для самолёта TS-11. М. А. Левин.

«ПИА» (PIA, Pakistan International Arlines) — авиакомпания Пакистана. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Западной Европы, Азии, Африки, а также в США, Канаду, Австралию. Основана в 1954. В 1989 перевезла 5,1 миллионов пассажиров, пассажирооборот 9,14 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 41 самолёт.

пикирование [от французского piquer (une tete) — падать вниз головой] — снижение летательного аппарата по наклонной к горизонту (с углом наклона более 30{{°}}) прямолинейной траектории, лежащей в вертикальной плоскости (см. рис.). Ввод в П. выполняется либо без крена, либо двумя поворотами летательного аппарата вокруг продольной оси на 180{{°}}, либо разворотом с креном более 90{{°}}. Вывод из П. выполняется без крена с перегрузкой, превышающей единицу. П. является одной из фигур пилотажа. Различают пологое (угол наклона траектории до 45{{°}}) и крутое (угол более 45{{°}}) П.

Пикирование.

Бомбометание с пикирования применялось ещё в Первую мировую войну. Первым, специально построенным П. б. был Ju-87 (Германия, 1937). Первое массовое применение П. б. — бомбардировка фашистами Барселоны (Испания, 1938). В 1940 в СССР был создан П. б. Пе-2 (см. в статье Пе). Он успешно применялся в период Великой Отечественной войны. Позднее задачи П. б. были возложены на истребители-бомбардировщики (в ВВС США на некоторые виды ударных самолётов).

Аэростаты типа «розьер» применяются при спортивных полётах через Атлантический и Тихий океаны. Портрет см. на стр. 415.

Рост интенсивности воздушного движения, необходимость повышения безопасности, регулярности и экономичности полетов, а же повышения эффективности боевого применения летательного аппарата во всё усложняющихся условиях полётов потребовали значительного расширения функций, решаемых П.-н. о., их автоматизации, повышения точности, надежности, контролеспособности. Необходимость решения этих задач привела к созданию пилотажно-навигационных комплексов (ПНК), представляющих собой функционально и структурно законченные сложные информационно-управляющие системы, построенные на основе взаимодействия датчиков пилотажно-навигационной информации, средств индикации, сигнализации и исполнительных устройств с использованием ЭВМ.

Информационное обеспечение ПНК. Надёжное решение задач в различных условиях полёта достигается использованием автономных и неавтономных датчиков, а также применением алгоритмов совместно комплексной обработки избыточной информации. Совместное использование всей имеющейся на борту пилотажно-навигационной информации позволяет достигнуть максимальной точности в полёте по маршруту, при выводе летательного аппарата в заданный район или в точку захода на посадку, при посадке, в низковысотном полёте и полёте строем, а также повышает помехоустойчивость и контролеспособность П.-н. о.

Структура ПНК. Принцип построения ПНК основан на создании резервированных и полностью контролируемых трактов, начиная от датчиков информации и кончая исполнительными элементами, что обеспечивает требуемую надёжность и отказобезопасность (см. Контроль бортового оборудования, Резервирование). Для наиболее ответственных с точки зрения безопасности режимов система строится, как правило, двухотказной, а для менее ответственных — одноотказной. При этом частота возникновения отказа любой системы, приводящего к катастрофической ситуации, не должна превышать 10^-9 на 1 ч полёта.

В ПНК используются три способа управления: автоматический (с помощью средств автоматики без участия лётчика), директорный (стабилизация центра масс летательного аппарата осуществляется лётчиком по директорным командам, индицируемым на пилотажных приборах) и ручной (управление самолётом осуществляется лётчиком по информации, выдаваемой пилотажно-навнгационными индикаторами). В общем случае для каждого способа процесс управления может быть представлен с помощью контура короткопериодического движения, обеспечивающего управление движением относительно центра масс, и контура траекторного длиннопериодического движения, обеспечивающего управление движением центра масс летательного аппарата на заданной траектории (см. рис.). При этом контур короткопериодического движения выполняет команды, формируемые контуром траекторного движения, путём воздействия на управляющие поверхности. См. также Автоматическое управление, Директорное управление, Ручное управление.

Особенность ПНК — сочетание высокого уровня автоматизации с сохранением участия экипажа в выполнении наиболее ответственных задач, функций контроля и управления в аварийных режимах. Поэтому одновременно с автоматизацией (прежде всего таких задач, как штурманские расчёты и посадка) требуется обеспечить эффективное взаимодействие экипажа с оборудованием. Необходимые условия автоматизации — наличие вычислительных средств и обеспечение отказобезопасности автоматических режимов. Взаимодействие экипажа с оборудованием осуществляется с помощью системы отображения информации, системы сигнализации внутрикабинной и пультов управления. Общность задач, решаемых П.-н. о. на самолётах различных классов, позволяет осуществить разработку типовых унифицированных комплексов. Основные факторы, определяющие состав П.-н. о.,— дальность и время полёта, оснащённость трасс и аэродромов посадки. В соответствии с этим для дальних магистральных самолётов требуются большая степень резервирования датчиков н вычислителей и дополнительные средства определения местоположения летательного аппарата. Унификация и стандартизация оборудования обеспечивает его взаимозаменяемость н снижение стоимости.

Основные направления дальнейшего развития П.-н. о.: повышение степени автоматизации; интеграция (см. Интеграция бортового оборудования); применение бесплатформенных инерциальных систем, спутниковых систем, экстремальной навигации по физическим полям Земли; использование электронных индикаторов; микроминиатюризация оборудования; применение цифровой техники; использование более эффективных методов технического обслуживания на основе развития автоматизированного полётного и послеполётного контроля.

О. В. Виноградов.

Табл. — Пилотажно-навигационные параметры и средства их измерения

Крыло самолёта с двигателями, подвешенными на пилонах (а), и хвостовая часть фюзеляжа самолёта с двигателями, подвешенными на пилонах (б).

Контур пилотажно-навигационного оборудования.

Пилотажный стенд — комплексное техническое средство для моделирования процессов пилотирования с участием лётчиков (экипажей) в наземных условиях. В отличие от тренажёра, на котором обеспечивается обучение и тренировка экипажей одного конкретного типа летательных аппаратов, П. с. является более универсальным средством, предназначенным для проведения прежде всего исследовательских работ по проектируемым или опытным летательным аппаратам.

Основными элементами П. с. являются: имитаторы условий работы лётчика (макет кабины с пилотажно-навигационными приборами, рычагами управления, имитаторами загрузки этих рычагов, внешней визуальной обстановки, перегрузок, угловых ускорений и акустических воздействий); математическая модель динамики летательного аппарат и работы его систем в реальном масштабе времени, которая реализуется на ЭВМ, а иногда во взаимодействии с реальными элементами систем управления; пульт управления работой П. с. и ходом эксперимента; средства регистрации и обработки экспериментальных данных.

Находясь в кабине П. с., лётчик получает информацию о движении летательного аппарата и работе его систем по показаниям приборов, картине внешней визуальной обстановки на экране П. с., а также по воздействиям от других имитаторов условий полёта и выполняет соответствующие управляющие действия рычагами управления и селекторами (кнопками, тумблерами и т. п.). Сигналы об управляющих действиях лётчика поступают в модель динамики летательного аппарата и его систем, в которой вычисляются текущие параметры движения летательного аппарата (координаты, скорости и ускорения) и состояния элементов его систем. На основании этих параметров соответствующие имитаторы П. с. производят изменение показаний пилотажно-навигационных приборов, картины визуальной обстановки, перегрузок, угловых ускорений и других факторов полёта. Таким образом, на П. с. в реальном масштабе времени реализуется модель замкнутой системы управления «самолёт — лётчик» (см. в статье Лётчик), в которой натурным элементом является лётчик.

Для имитации визуальной обстановки используют различные средства: телевизионные имитаторы, в которых изображение с макета местности снимается перемещаемой над ним оптической системой с передающей телевизионной камерой; теневые имитаторы, в которых изображение на экране создаётся путём просвечивания подвижного макета местности или диапозитива точечным источником света, и другие. На современных П. с. всё больше используются имитаторы, на экранах которых синтезируется изображение визуальной обстановки с помощью ЭВМ. Возможности таких имитаторов, во многом определяемые быстродействием используемых ЭВМ, непрерывно возрастают вместе с развитием вычислительной техники.

Перегрузки и угловые ускорения, действующие на лётчика, моделируются преимущественно перемещениями кабины лётчика. На некоторых П. с. пределы перемещений достигают {{±}}45{{°}} по угловым степеням свободы и {{±}}10 м — по линейным. Находят применение также такие средства и способы имитации перегрузок и угловых ускорений, как центрифуга, наддув противоперегрузочного костюма, натяжение привязных ремней, сдавливание лётчика специальными подушками на кресле и другие. Рычагов управления загрузка моделируется либо с помощью натурных элементов системы управления, либо с помощью имитатора со следящим приводом, который перемещает рычаг управления на расстояние, определяемое по прикладываемому лётчиком усилию согласно необходимому закону загрузки.

Для достаточно полного моделирования динамики летательного аппарата П. с. оснащаются быстродействующей цифровой вычислительной машиной. Для обеспечения высокого качества моделирования полёта с минимальными затратами П. с., как правило, создаются специализированными, предназначенными для решения определенного круга задач. При этом воспроизводятся лишь те факторы, которые существенно влияют на результаты решаемых на стенде задач.