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

Турбореактивный двухконтурный двигатель: 1—3 — роторы трёхзальной турбины; 4 — камера сгорания; 5 — компрессор высокого давления; 6 — компрессор среднего давления; 7 — вентилятор.

Соч.: О полезном действии и условиях применения ракетных аппаратов, пер. с франц., М.—Л., 1936.

М. Руа.

Руденко Сергей Игнатьевич (1904—1990) — советский военачальник, маршал авиации (1955), профессор (1972), Герой Советского Союза (1944). В Советской Армии с 1923. Окончил Первую военную авиационную школу лётчиков (1927), Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1932; ныне ВВИА), оперативный факультет той же академии (1936). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром авиадивизии, командующим ВВС армии, командующим ВВС фронта, командующим воздушной армией. После войны на ответственных должностях: командующий Воздушно-десантными войсками (1948—1950), первый заместитель главнокомандующего ВВС (1958—1968), начальник Военно-воздушной академии имени Ю. А. Гагарина (1968—1973). С 1973 в Группе генеральных инспекторов МО СССР. Депутат ВС СССР в 1946—1950, 1962—1966. Награждён 6 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, 2 орденами Суворова 1 й степени, орденами Кутузова 1 й степени, Суворова 2 й степени, Отечественной войны 1 й степени, «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями, а также иностранными орденами.

Лит.: Игошев И., Полководец крылатых, в кн.: Героя огненных лет, кн. 5, М., 1982.

С. И. Руденко.

Различают Р. в.: двухлопастные на общем горизонт, шарнире (коромысле) с осью качания, не перпендикулярной оси лопастей; многолопастные с индивидуальным креплением лопастей на втулке посредством горизонтального и осевого шарниров; многолопастные со втулкой на кардановом подвесе (шарнире); винты с вертикальными шарнирами (наименее употребляемые из-за проблем обеспечения безопасности от «земного резонанса» и конструктивного усложнения втулки).

Рулевой винт вертолёта (выделен чёрным цветом).

Наибольшее применение в авиации получили гидравлические Р. п., обладающие большей удельной мощностью (при мощностях свыше 0,3 кВт) и лучшей возможностью стыковки с взаимодействующими механическими и электрическими системами, плавностью и широким диапазоном регулирования скорости выходного звена. Они могут включать источник гидравлического питания (автономные Р. п.) или получать энергию от централизованной одной или нескольких бортовых систем гидравлического питания летательного аппарата (см. Гидравлическое оборудование). В зависимости от способа управления скоростью движения выходного звена гидравлического Р. п. могут быть с объёмным регулированием — скорость выходного звена регулируется изменением рабочего объёма насоса или (и) двигателя, и с дроссельным регулированием — скорость выходного звена регулируется изменением проводимостей дросселей во входных и (или) выходных трубопроводах гидродвигателя, при этом в случае применения нерегулируемого насоса часть подаваемой рабочей жидкости отводится через дроссель или клапан на слив, минуя гидродвигатель (см. рис.). В качестве исполнит, гидродвигателей в Р. п. используются гидравлические цилиндры, поворотные гидродвигатели. В последнем случае в состав выходной части системы управления должны дополнительно включаться винтовые преобразователи вращательного движения в поступательное.

Для обеспечения высокой отказобезопасности системы управления полётом Р. п., как правило, выполняются многоканальными, питающимися от нескольких гидросистем, то есть применяется резервирование. При этом резервирование может быть как общим, так и разделённым.

С целью улучшения рабочих характеристик и габаритно-весовых показателей автоматических и электродистанционных систем управления, а также обеспечения управления от электрических сигналов электродистанционных или автоматических систем совмещённого управления с управлением через механическую проводку получили применение комбинированные Р. п. Такие Р. п. включают гидромеханический исполнительный механизм, электрогидравлический сервопривод, устройства, обеспечивающие совмещение (взаимоисключение) указанных режимов управления, устройства механических и электрических обратных связей и другие необходимые элементы.

Появление промышленных электродвигателей с постоянными магнитами, обладающих высокой удельной мощностью и малыми моментами инерции, открывает путь к практическому созданию чисто электрических Р. п. (с бесколлекторными электродвигателями и электронной коммутацией силовых цепей), по своим характеристикам приближающихся к электрогидравлическим приводам. Таким образом, наметилась возможность создания летательных аппаратов с единой (электрической) энергетической системой, что в целом обеспечивает повышение надёжности системы управления, снижение её массы и сокращение эксплуатационных расходов.

С. А. Ермаков, М. П. Селиванов.

Принципиальная схема рулевого привода с дроссельным регулированием: 1 — золотник; 2 — рычаг золотника; 3 — входная качалка; 4 — ограничитель хода золотника; 5 — перепускные клапаны; 6 — поршень гидроцилиндра; 7 — перепускной клапан с межполостной утечкой; 8 —фильтр.

По силовой схеме Р. у. — многоопорные балки, подвешенные на узлах крепления и нагруженные аэродинамическими силами. Состоят обычно из тонкостенного лонжерона круглого, швеллерного или двутаврового сечения, набора нервюр, обшивки и законцовочного профиля. На лонжероне устанавливается рычаг, к которому шарнирно крепится проводка управления. Р. у. имеют аэродинамическую компенсацию и грузы для весовой компенсации. На летательном аппарате с необратимым бустерным управлением Р. у. могут не иметь весовой и аэродинамической компенсации. Для снижения аэродинамических шарнирных моментов на задней кромке Р. у. могут устанавливаться управляемые аэродинамические поверхности — сервокомпенсаторы (см. Сервокомпенсация), флеттнеры и триммеры, Р. у. подвешиваются к силовым элементам крыла и оперения при помощи нескольких узлов крепления. В обшивке Р. у. должны быть люки для подхода к узлам управления и крепления. На задней кромке устанавливаются разрядники статического электричества. Для повышения надёжности Р. у. могут состоять из нескольких секций (в этом случае каждая секция имеет свою проводку управления).

Иногда к Р. у. относятся некоторые органы управления, выполняющие совмещённые функции (например, флапероны, которые работают в качестве элеронов и закрылков; элевоны, которые работают как элероны и рули высоты). При V-образном оперении Р. у. действуют одновременно в качестве рулей высоты и направления. До 50 х гг. в основном применялись Р. у. с полотняной обшивкой. Рост скоростей полёта и увеличение аэродинамических нагрузок привели к появлению цельнометаллических Р. у. и Р. у. с обшивкой из композиционных материалов. Р. у. с полотняной обшивкой применяются только для лёгких и спортивных самолётов и планеров.

Г. И. Румянцев

«Руслан» — название транспортного самолёта Ан-124.

«Русский витязь» — первый в мире четырехдвигательный самолёт. Построен в 1913 под руководством И. И. Сикорского авиационным отделом Русско-Балтийского вагонного завода в Петербурге. Создавался как «большой аэроплан для стратегической разведки».

Первоначальное название «Гранд-Балтийский» (иногда просто «Гранд» или «Большой Балтийский»). «Гранд-Балтийский» — четырёхстоечный биплан деревянной конструкции с четырёхгранным фюзеляжем (длина самолёта 20 м). Обшивка фюзеляжа была выполнена из специальной фанеры (арборита), обшивка крыльев (размах верхнего крыла 27 м, нижнего — 20 м; плоскость верхнего крыла 70 м², нижнего — 50 м²) из полотна, покрытого так называемым эмалитом (аэролаком). Силовая установка состояла из четырёх двигателей, установленных попарно по схеме «тандем» с тянущим и толкающим воздушными винтами у каждой пары. Проведённые испытания показали целесообразность установки двигателей (четыре поршневых двигателя «Аргус» мощностью по 73,5 кВт) в ряд с тянущими винтами. В этой компоновке, впоследствии ставшей классической, самолёт и получил назв. «Р. в.» (см. рис. в таблице V). Носовая часть фюзеляжа образовывала открытый балкон, на который во время полёта могли выходить пассажиры. За балконом располагалась большая, выступавшая над фюзеляжем, закрытая остеклённая кабина длиной 5,75 м и высотой 1,85 м. В передней части кабины располагались два рабочих места пилотов (экипаж два человека): штурвалы и педали (проводка управления — тросовая), за остеклённой перегородкой с дверью — пассажирская кабина. Шасси «Р. в.» — две четырёхколёсные тележки (по две пары колёс в каждой). «Р. в.» отличался высокими для своего времени лётными характеристиками. При взлётной массе 4200 кг имел макс, скорость 90 км/ч, потолок 600 м, дальность полёта 170 км. В августе 1913 Сикорский совершил на нём полёт с семью пассажирами продолжительностью 1 ч 54 мин, что было мировым рекордом. В сентябре того же года «Р. в.» был повреждён двигателем, упавшим с пролетавшего над ним самолёта; после чего не восстанавливался. За время существования «Р. в.» на нём было совершено несколько десятков полётов без каких-либо происшествий. За создание «Р. в.» Сикорскому было присвоено звание инженера. «Р. в.» сыграл значительную роль в истории авиации — прототип всех дальнейших тяжёлых самолётов. Его прямым продолжением явился самолёт «Илья Муромец».

Б. Рутан.

Основной элемент Р. у. — тонкостенная труба, к нижней части которой крепятся тяги проводки управления. На верхней части трубы устанавливается рукоятка, на которой могут находиться рычаг управления тормозами колёс и электрические переключатели для управления различными системами (например, управление стабилизатором, триммером, автопилотом, радиостанцией).

Впервые две Р. у. были установлены на самолёте братьев У. и О. Райт. Левая Р. у. отклоняла руль высоты. Правая Р. у. при движении влево-вправо управляла искривлением крыльев, а при движении вперёд-назад — рулём направления (педали управления отсутствовали). На самолёте «Моран-Сольнье G» была установлена Р. у., которая заканчивалась небольшой «баранкой». Впервые Р. у. и педали, на которых осуществлялся принцип: ручка на себя — нос вверх, ручка влево — крен влево, нога влево — поворот влево, сохранившийся до наших дней, были установлены на самолёте R.E.P. французского конструктора Р. Эно-Пельтри в 1910. На самолете «Демуазель», построенном А. Сантос-Дюмоном, Р. у. была подвешена в верхней части кабины. Такая схема подвески Р. у. встречалась и позже (преимущественно на самолётах с верхним расположением крыла), но большого распространения не получила из-за ухудшения обзора.

На некоторых летательных аппаратах, как правило, оборудованных электродистанционной системой управления (например, пассажирский самолёт Эрбэс индастрн А-320), Управление продольным и поперечным движением осуществляется боковыми Р. у., расположенными на левом и правом бортах. Командир летательного аппарата ведёт управление левой рукой. Второй пилот — правой. См. также Штурвальное управление.

Ручка управления: 1 — рукоятка; 2 — рычаг управления тормозами колёс; 3 — труба; 4 — шкворень; 5 — вал; 6 — рычаг подключения проводки управления элеронами; 7 — опоры; 8 — рычаг подключения проводки управления рулём высоты.

При прямом Р. у. органы управления отклоняются непосредственно с помощью рычагов управления по сигналу с них. Характеристики устойчивости и управляемости летательного аппарата обеспечиваются только средствами аэродинамической компоновки.

При Р. у. с улучшением устойчивости органы управления отклоняются по комбинации сигналов с рычагов управления и с демпферов.

При Р. у. с улучшением устойчивости и управляемости рулевые поверхности отклоняются с помощью приводов по сигналам с рычагов управления и СУУ (системы улучшения устойчивости и управляемости).

В зависимости от способа получения лётчиком информации о параметрах полёта различают визуальное Р. у. и Р. у. по приборам, в том числе Р. у. по отклонениям от заданной траектории и директорное управление (полуавтоматическое Р. у.). При визуальном Р. у. лётчик получает информацию о параметрах движения летательного аппарата (высоте, скорости, угловой ориентации и т. п.) из наблюдения внекабинного пространства. При Р. у. по приборам информация о положении летательного аппарата и параметрах его движения индицируется лётчику с помощью систем отображения информации. При Р. у. по отклонениям от заданной траектории информация об отклонениях от заданных значений высоты, приборной скорости и т. п. выводится, как правило, на специальные стрелки командного или навигационного приборов (индикаторов). На практике лётчик редко пользуется изолированно каким-либо одним видом Р. у., а, как правило, комбинирует их, например визуальное Р. у. с пилотированием по приборам и т. д.

В перечисленных вариантах Р. у. роль лётчика и степень его загрузки задачей управления существенно разные. В случае визуального прямого Р. у. лётчик должен решать все задачи: получение и первичная обработка информации, расчёт траектории полёта, обеспечение устойчивости и управляемости. Управление такого типа использовалось до начала развития реактивной авиации. В настоящее время такой режим управления может быть использован в качестве резервного при отказе основной системы управления летательного аппарата (например, СУУ).

Н. С. Рыбко.

Соч.: Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике, М., 1975; Прикладная динамика разреженного газа, М., 1977 (совместно с др.).

Ю. А. Рыжов.

Рыкачев Михаил Александрович (1840/41—1919) — русский учёный в области воздухоплавания, метеорологии, земного магнетизма и физической географии, член Петербургской АН (1896). Окончил Морскую академию (1865). С 1867 работал в Главной физической обсерватории (в 1896—1913 директор). В 1868 и 1873 совершил полёты на аэростатах для исследования свободной атмосферы; по его инициативе при Главной физической обсерватории в России была создана служба погоды, значительно расширена сеть метеорологических станций. Первый председатель основанного в 1881 при его участии VII (воздухоплавательного) отдела Русского технического общества. В 1871 нашёл экспериментальный способ определения подъёмной силы «винта, вращаемого в воздухе». Участник организованного Н. Е. Жуковским «1 го Русского воздухоплавательного собрания» — подсекции воздухоплавания на десятом съезде русских естествоиспытателей и врачей (1898). Председатель организационного комитета четвертого съезда международной учёной воздухоплавательной комиссии (1904, Петербург).

Лит.: Вуханов М. С, Юркевич М. П., М. А. Рыкачев — выдающийся деятель метеорологии и воздухоплавания. Л., 1954.

рыскание — отклонение летательного аппарата от некоторого заданного направления полёта; характеризуется углом Р. и скоростью Р. Угол рыскания {{}} — угол между осью OX_g нормальной системы координат (СК), определяющей заданное направление движения, и проекцией продольной оси OX на горизонтальную плоскость OX_gZ_g. Угол {{}} положителен, когда ось OX_g совмещается с проекцией оси ОХ на плоскость OX_gZ_g поворотом вокруг оси OY по часовой стрелке, если смотреть вдоль этой оси; изменяется от —180{{°}} до + 180{{°}}; угол {{}} является одним из углов Эйлера, определяющих ориентацию летательного аппарата. При определении ориентации скоростной СК относительно нормальной СК используется скоростной угол рыскания {{_U}} — угол между осью ОХ нормальной СК и проекцией скоростной оси OX_g на горизонтальную плоскость OX_gZ_g. Знак скоростного угла Р. определяется аналогично знаку угла {{}}).

Одной из существенных величин при исследовании динамики полёта летательного аппарата (особенно его бокового движения) является скорость рыскания {{}}_g, — составляющая угловой скорости летательного аппарата по нормальной оси OY связанной СК; {{}}_g положительна при вращении летательного аппарата вокруг оси OY по часовой стрелке, если смотреть вдоль этой оси.

С помощью системы пружин могут быть осуществлены и более сложные изменения загрузки, в частности для получения усилий типа так называемой стенки (рис. 1). Это нужно, например, для введения ограничений в отклонение рычагов и органов управления с целью предупреждения выхода на нерасчётные режимы полёта из-за ошибок лётчика.

К более совершенным устройствам Р. у. з., применяемым обычно при управлении продольным движением, относятся автоматы загрузки, в которых P^x изменяется в зависимости от режимов полёта, что позволяет обеспечить практически постоянное значение dP/dn в полёте. Устройства могут быть электромеханическими, электрогидравлическими, гидравлическими и других типов. Изменение градиента P^x в них осуществляется по заданному закону, определяемому вычислителем загрузки (рис. 2). Принципиально иным устройством Р. у. з. является электрогидравлический автомат, включающий датчик усилий, установленный на РУ или вблизи него, вычислитель загрузки и параллельный электрогидравлический сервопривод. Изменение усилий на РУ достигается коррекцией электрических сигналов следящего контура автомата в зависимости от режимов полёта (скорости V и высоты H полёта и др.). Такой автомат позволяет исключить влияние трения в системе и обеспечить гибкое регулирование изменения усилий, включая создание усилий вида стенки, или отталкивания РУ, предназначенных для ограждения от непроизвольного вывода самолёта на предельные режимы полёта.

Лит.: Гониодский В. И., Склянский Ф. И., Шумилов И. С., Привод рулевых поверхностен самолетов. М., 1974; Гуськов Ю. П., Загайнов Г. И., Управление полетом самолетов, М., 1980.

В. Я. Бочаров

Рис. 1

Соч. в рус. пер.: Теория звука, 2 изд., т. 1—2, М., 1955.

Таблица — Самолёты концерна «СААБ-Скания»

Рис. 2. Пассажирский самолёт SAAB 340B.

Рис. 3. Истребитель JAS39 «Грипен».

«Саач» (СААС, Civil Aviation Administration of China) — национальная авиакомпания Китайской Народной Республики. Состоит из нескольких региональных авиакомпаний. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Европы, Азии, Ближнего Востока, а также в Японию, Россию и США. Основана в 1949. Авиационный парк — более 200 самолётов.

«Сабена» (SABENA, Societe Anonyme Beige d'Explpitation de la Navigation A{{é}}rienne) —авиакомпания Бельгии. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Африки, Ближнего и Дальнего Востока, а также в Россию, США и Канаду. Основана в 1923, одна из старейших в мире. В 1989 перевезла 2,8 миллионов пассажиров, пассажирооборот 6,76 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 28 самолётов.

Сабинин Григорий Харлампиевич (1884—1968) — советский учёный в области аэродинамики, профессор (1937), доктор технических наук (1934), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1946). Окончил Императорское техническое училище (1913; позже МВТУ). В студенческие годы совместно с Б. Н. Юрьевым создал основы импульсной теории гребного винта. С 1919 в ЦАГИ, где был начальником аэродинамического отдела, член коллегии института. Труды по динамической устойчивости самолёта, регулированию газовых турбин, реактивным двигателям, рабочим процессам в лопаточных машинах. Государственная премия СССР (1943). Награждён 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями.

Лит.: Ушаков К. А., Научная деятельность профессора Г. X. Сабинина (к 75-летию со дня рождения), в кн.: Промышленная аэродинамика, в. 13, М., 1959.

Савицкая Светлана Евгеньевна (р. 1948) — советская лётчица, космонавт, лётчик-космонавт СССР (1982), лётчик-испытатель; заслуженный мастер спорта СССР (1970), дважды Герой Советского Союза (1982, 1984). Дочь Е. Я. Савицкого. Окончила Центральную лётно-техническую школу при ЦК ДОСААФ СССР (1971) и работала в ней инструктором, в 1972 окончила МАИ. Абсолютная чемпионка мира по высшему пилотажу на поршневых самолётах (1970). Установила 3 мировых рекорда в групповых прыжках с парашютом из стратосферы и 15 мировых рекордов на реактивных самолётах. С 1976 лётчик-испытатель ОКБ А. С. Яковлева. С 1980 в отряде космонавтов. Совершила два полёта в космос (1982, 1984), в одном из которых выходила в открытое космическое пространство. Народный депутат СССР (с 1989). Медаль де Лаво и 18 дипломов ФАИ, 16 золотых спортивных медалей СССР. Награждена 2 орденами Ленина, орденом «Знак Почёта».

Соч.: Вчера и всегда. М., 1988.

С. Е. Савицкая.

Савицкий Евгений Яковлевич (1910—1990) — советский военачальник, маршал авиации (1961), заслуженный военный лётчик СССР, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1929. Окончил военную школу лётчиков (1932), Высшую военную академию (1955; позже Военная академия Генштаба Вооружённых Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром авиаполка, авиадивизии, командующим авиагруппой воздушной армии, командир истребительного авиакорпуса. Совершил 216 боевых вылетов, сбил лично 22 и в составе группы 2 самолёта противника. После войны команд, авиацией ПВО страны (1948—1953, 1954—1966), заместитель главнокомандующего Войсками ПВО (1966—1980). С 1980 в Группе генеральных инспекторов МО СССР. Депутат ВС СССР в 1962—1966. Ленинская премия (1978). Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 5 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2 й степени, Кутузова 2 й степени, Отечественной войны 1 й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в Новороссийске.

Соч.: Я — «Дракон». Атакую!.... М., 1988; Полвека с небом, М., 1988.

Е. Я. Савицкий.

{{формула}}

где {{}} — диаметр молекулы газа, м; m — масса молекулы, кг; k = 1,38—10^—23 Дж/К — постоянная Больцмана; S — постоянная, зависящая от химического состава газа (для воздуха S = 114 в диапазоне температур 273—573 К). С. ф. получена на основании модели газа, в которой молекулы представляются гладкими, упругими, взаимно притягивающимися сферами; справедлива в довольно широком интервале значений температур. С. ф. используется при исследованиях и расчётах обтекания летательного аппарата, когда необходим учёт изменения {{}} в зависимости от температуры, например при анализе аэродинамического нагревания.

салон пассажирский — обособленная часть пассажирской кабины, отделённая от других помещений перегородками (или поперечными проходами), с рядами пассажирских кресел, установленными, как правило, с одинаковым шагом. Интерьер С. образуется различными элементами: стенообразующими поверхностями (оконные панели, багажные полки для ручного багажа и мелких вещей пассажиров, панели потолка и т. п.), пассажирскими креслами, цветосветовым решением и декоративной отделкой, средствами индивидуального обслуживания пассажиров (индивидуальные вентиляция и освещение, кнопки вызова бортпроводников и т. п.), а также системами зрительной информации (надписи, табло и др.) и развлечения пассажиров (см. Класс пассажирского салона).

Формирование интерьера С. зависит от типа самолёта, его назначения, уровня обслуживания, продолжительности полёта, моды, национальных особенностей и культурных традиций страны и т. д. На различных этапах развития пассажирской авиации существовали определенные представления об оформлении внутреннего пространства самолёта. Нерегулярность и, как правило, кратковременность полётов, а также сравнительно простая конструкция первых пасс, самолётов (бипланы с матерчатой или фанерной обшивкой) обусловливали простоту обслуживания пассажиров с минимумом удобств в полёте, что отражалось в оформлении интерьера. Закрытая пассажирская кабина представляла собой вытянутый отсек, напоминавший железнодорожный вагон тех лет, с окрашенными фанерными или полотняными стенами, большими прямоугольными окнами, лёгкими сиденьями или плетёными креслами (рис. 1).

Пассажирский самолёты 20—30 х гг. имели, как правило, малую грузоподъёмность, стоимость перевозок на них была высокой, и поэтому услугами их как в СССР, так и за рубежом пользовался ограниченный контингент пассажиров. Небольшие скорости и длительное пребывание пассажиров в полёте, а также стремление проектировщиков привлечь пассажиров, сделав самолёт более комфортабельным и конкурентоспособным по сравнению со средствами железнодорожного и морского транспорта, способствовали созданию дополнительных удобств для небольшого круга пассажиров. Устраивались отдельные купе-каюты со спальными местами или трансформирующимися в кровать креслами, комнаты отдыха, столовые и другие помещения (рис. 2). На советских самолётах преобладали относительно простые интерьеры, которые чаще всего выполнялись в «трамвайной» или «вагонной» архитектуре, с некоторыми характерными для своего времени элементами украшений (рис. 3).

В 40—50 е гг. появление более скоростных многоместных пассажирских самолётов, сокращение времени полета, превращение авиационного транспорта в экономичный и более популярный вид общественного транспорта, а также изменения в конструкции самолётов (на смену самолётам с коробчатыми фюзеляжами пришли самолёты с цельнометаллическими цилиндрическими фюзеляжами) обусловили создание нового авиационного интерьера со стандартными, равными для всех, рациональными удобствами. Пассажирский С. представлял собой вытянутое помещение с равномерно чередующимися окнами-иллюминаторами, стандартными элементами (багажными полками в виде рамок и сеток, плафонами освещения и т. п.), а также рядами специальных кресел, разделённых продольным проходом (рис. 4 и 5). На некоторых самолётах нашли отражение украшательские тенденции тех лет, имевшие место в архитектуре и искусстве, — интерьер украшали плюшевыми портьерами, светильниками под мрамор, багажными полками из позолоченного металла, бутафорскими пилястрами и капителями у окон и т. д. (рис. 6 и 7). Основное направление развития пассажирского воздушного транспорта 60 х гг., пополнившегося самолётами с возросшими скоростью, высотой полёта и пассажировместимостью, — обеспечение достаточно высокого, равного для всех пассажиров уровня комфорта и экономичности самолётов. Благодаря применению новых конструкционных и декоративно-отделочных материалов и прогрессивных технологии, а также появлению новых технических возможностей интерьеры самолётов стали простыми и лаконичными по форме. Основные элементы интерьера: штампованные панели потолка, стен с равномерно чередующимися овальными, эллипсовидными, круглыми окнами и рядами кресел (рис. 8). В 70—80 х гг. на смену этим интерьерам приходят выразительные и комфортабельные интерьеры широкофюзеляжных самолётов, в которых возможны новые формы обслуживания и развлечения пассажиров. В пассажирских С. таких самолётов, имеющих внушит, размеры и всё меньше напоминающих тесную и неуютную кабину или вытянутую трубу-фюзеляж, расположено несколько сотен комфортабельных кресел, большие кино- и телевизионные экраны, просторные холлы и лестницы, ведущие на верхнюю и нижние палубы (рис. 9).

Рис. 1. «Илья Муромец» (1913—1914, Россия).

Рис. 2. «Фоккер» — F IV (1923, Германия).

Рис. 3. АНТ-9 (1929, СССР).

Рис. 4. Ил-12 (1946, СССР).

Рис. 5. Ил-14 «Салон» (1957, СССР).

Рис. 6. Ту-114 (1957, СССР).

Рис. 7. Ту-124 (1960, СССР).

Рис. 8. Ил 62M (1970, СССР).

Рис. 9. Ил-86 (1976. СССР).

На рис. 2 приведены примерные зависимости аэродинамического момента M{{_}} относительно оси вращения самолёта от безразмерной угловой скорости {{}} = {{}}l/2V (где {{}} — скорость крена, l — размах крыла, V — скорость полёта), определяющей изменение угла атаки на концах крыла, для трёх различных значений {{}}. На докритических углах атаки демпфирующий момент практически пропорционален {{}}. На околокритических углах атаки ({{ ~ }}_кр) при возникновении небольшой угловой скорости появляется положит, момент, усиливающий вращение. При дальнейшем увеличении угловой скорости аэродинамический момент меняет знак. Значение {{}}, соответствует устойчивому режиму С. На закритических углах атаки ({{}} > {{}}_кр) существует диапазон {{}} < {{}}₂, где сохраняется демпфирование. Превышение {{}}₂ приводит к попаданию в устойчивый установившийся режим С. с угловой скоростью {{}}₃. Существенное влияние на возможность существования С. оказывает скольжение. Условие баланса раскручивающего и демпфирующего аэродинамических моментов (M{{_}} = 0), наряду с условием балансировки самолёта по тангажу, является одним из необходимых условий для существования режима установившегося штопора.

У манёвренных самолётов со стреловидным (в том числе треугольным) крылом потеря аэродинамического демпфирования крена, связанная с асимметричным отрывом потока с правой и левой консолей крыла, на околокритических углах атаки, например при выполнении виражей, может привести к установлению автоколебаний по крену, воспринимаемых лётчиком как покачивание самолёта с крыла на крыло. Эти автоколебания, как правило, предшествующие сваливанию, при значительной их амплитуде могут серьёзно усложнить пилотирование самолёта.