Энциклопедия пилота

fl Ос овы аэродинамики 

fl П нqиnы noaiтa 

fl Навиrаqионные nриборы 

·Уnравпениесамоаiтом 

fl Принятие peweниil в noaiтe 

...... словом,, всё,, "'° неоlход,,мо 

энаа кu,дому nмoryl 

О[

УДК 956.7 

ББК 39.53 

368 

Настоящее издание представляет собой перевод официального издания 

Федерального управления гражданской авиации (FAA) «The Pilot's Handbook of AeronauticaI Кnowledge». 

Перевод с английского языка выполнен Издательским домом «Осоавиахим». 

Книга «Энциклопедия пилота» является некоммерческим проектом. 

Все средства, вырученные от продажи книги, будут направлены на создание 

детско-юношеского авиационного клуба «Осоавиахим». 

368 Энциклопедия пилота. Пер. с англ. - М: Осоавиахим, 2011. - 476 с., цв. илл. 

«Энциклопедия пилота» содержит базовую информации, которую сегодня необходимо знать каждому пилоту. 

Книга поможет курсантам-пилотам на всех этапах лётного обучения. 

Энциклопедия предназначается как новичкам в лётном деле, так и пилотам, готовящимся к получению 

лётного сертификата более высокого класса. 

ISBN 978-5-9902982-1-7 (рус.) 

ISBN 1-5602-7750-5 (англ.) 

УДК 956.7 

ББК 39.53 

U.S. Department ofTransportation 

FEDERAL AVIATION ADMINISTRATIO 

FAA-H-8083-25A 

© Перевод на русский язык. 

Оформление. ИД «Осоавиахим», 2011 г. 

Полное или частичное использование материала, в частности, перевод, перепечатка, повторное использование 

иллюстраций, декламация, транслирование, копирование на микрофильмы или воспроизведение 

любыми другими способами и хранение в банке данных запрещено.

Предисловие 

Небо ... Оно всегда завораживало 

и манило человека . 

Кто из нас в детстве не хотел летать? На протяжении 

тысячелетий люди завидовали птицам и мечтали 

подняться в воздух . 

Современная цивилизация дала нам такую возможность. Скорость 

развития авиации в ХХ веке поражает. За сто лет она прошла путь от фанерно-тканевых 

аэропланов со слабыми моторами, способных пролететь 

лишь несколько метров, до лайнеров, которые могут доставить вас в лю 

бую точку планеты, иногда - как в случае «Конкорда» и ТУ- 144 - бы 

стрее скорости звука . 

Наверное, у многих из нас во время полёта не раз возникало желание - 

превратиться из пассажира в пилота авиалайнера. 

СССР был великой авиационной державой. Но авиация, как и многое 

в нашей стране , была предназначена , в первую очередь, для военных 

целей, и только потом - для всех остальных нужд. Не возникало даже 

мысли, что простой человек может стать пилотом и иметь собственный 

самолёт . Да что говорить: самый обычный автомобиль - и тот казался 

пределом мечтаний. 

Конечно , мечту о полёте можно было осуществить и в СССР: существо 

вали планерные школы, авиаклубы, общество ДОСААФ .. . Но если у вас 

были проблемы со здоровьем , пусть даже небольшие, путь в авиацию 

оставался навсегда закрытым. 

Мечта летать была и у меня. С детства я хотел стать лётчиком, но что 

поделать - были проблемы со зрением. Не найдя прямого воплощения 

, мечта трансформировалась сначала в учёбу на факультете аэромеханической 

и летательной техники МФТИ, а потом в работу в ЦИАМ 

(Центральном инстит уте авиамоторостроения) . Надежды на самостоя 

тельный полёт почти не оставалось ... 

В 1993 году я впервые приехал в США. Америка поразила меня развитием 

авиационной отрасли . Множество маленьких аэродромов, невероятное 

количество частных самолётов - некоторые по цене сравнимы с хо 

рошим автомобилем ... Лётчиком может стать любой, независимо от рода 

деятельности и достатка - было бы желание . Возможность получить ли 

цензию частного пилота, купить самолёт или взять его напрокат существует 

для каждого . В США есть даже ассоциация пилотов - инвалидов. -.

_. Моя детская мечта оказалась намного ближе к реальности, чем мне 

всегда казалось. 

Несколько позже и в нашей стране появились частные авиационные 

клубы, и небо стало доступно всем желающим. 

Я тоже научился управлять самолётом. Никогда не забуду свой первый 

самостоятельный вылет. Необыкновенные, потрясающие ощущения. 

Искренне желаю испытать такое всем, кто мечтал о небе, но ещё не осуществил 

свою мечту. 

Мне очень хочется сделать небо ближе для всех. Одна из ступенек 

на пути к небу - эта книга. Она создана Федеральным управлением 

гражданской авиации США и в Америке обязательна к прочтению для 

всех, кто собирается получить лицензию частного пилота. 

Мы надеемся, что эта книга поможет как начинающим пилотам, 

так и тем, кто уже поднялся в небо и хочет летать не только в России, 

но и в других странах. 

У нас огромная страна, большие расстояния, плохие дороги, великие 

авиационные традиции - короче говоря, есть все условия для развития 

малой и частной авиации. 

Желаю вам удачного полёта. 

Хочу выразить благодарность: 

Александру Шнайдеру- за аккуратный, вдумчивый перевод. 

Игорю Митрюковскому - за труд по прочтению и редактированию 

этой книги. 

Эта книга является некоммерческим проектом. Все деньги, которые 

нам удастся выручить от её продажи, будут направлены на финансирование 

детско-юношеского авиационного клуба «Осоавиахим». 

С уважением ко всем, 

кто любит небо и не может жить без него, 

Юрий Петрушеико, пилот-любитель.

Содер>1

Энциклопедия пилота 

Самолёты из композитных материалов ...................................................... 44 

Преимущества композитных материалов .................................................... 45 

Недостатки композитных материалов ........................................................ 45 

Утечка жидкости на композитные конструкции ............................................ 46 

Защита от удара молнии ........................................................................... 46 

Будущее композитных материалов ............................................................ 47 

Бортовые приборы: движение в будущее ..................... 47 

Приборы для контроля параметров движения ...................•..... 48 

Приборы управления ........................................................ 48 

Навигационные приборы ................................................... 48 

Глобальная система определения 

координат (GPS) ..................................................... 49 

Глава З. Принципы полёта ............................. 53 

Строение атмосферы •....•.•.•..•.•...••...•....•.....•......•.•.. 53 

Атмосферное давление •..........•...........•.................... 53 

Барометрическая высота ........•...........•.....•.•..•..•.•.•.. 54 

Высота по плотности .•••••....•.•..•••.•..••••.•••....•.•...••..... 54 

Влияние атмосферного давления на плотность воздуха ............ 55 

Влияние температуры воздуха на его плотность ....•................. 55 

Влияние влажности на плотность воздуха •••••••••••••................. 55 

Теоретические основы создания 

подъёмной силы •..•.•••.•••.•.•.........•...•...•...•.••••.••...... 56 

Законы механики Ньютона ................................................. 56 

Эффект Магнуса ............................................................. 57 

Обтекание воздухом неподвижного цилиндра ............................................. 57 

Вращающийся цилиндр в неподвижной жидкости ....................................... 57 

Вращающийся цилиндр в движущейся жидкости ........................................ 58 

Принцип перепада давлений Бернулли ................................. 59 

Конструкция аэродинамической поверхности ..••..•.•....... 59 

Область низкого давления над крылом ................................. 61 

Область высокого давления под крылом ............................... 61 

Распределение давления ................•............................•.... 61 

Поведение аэродинамической поверхности ........................... 62 

Третья поверхность .......................................................... 63 

Глава 4. Аэродинамика полёта ...................... 65 

Силы, действующие на летательный аппарат ................ 65 

Тяга ............................................................................. 66 

Лобовое сопротивление ...............................•..........•......•.. 67 

Паразитное сопротивление ....................................................................... 67 

Индуктивное сопротивление ..................................................................... 69 

Аэродинамическое качество ...................................................................... 70 

Вес ..............•............................................................... 71 

Подъёмная сила ......•.•....•.....................•........•................ 71 

Завихрения на концевой части крыла .......................... 72 

Образование завихрений .....•............................................ 72 

Как избежать турбулентности спутного следа •••••••••••.••••••••••••• 73 

Эффект влияния земли ............................................ 74 

Оси летательного аппарата ..•.•.•.•.•.•.•.•.•.•...•••.••..•••.••• 76 

Момент и плечо момента .••.•.•••••••.•.•.•.•.•.•..•••••.••••.••. 77 

Характеристики конструкции ЛА .•.•.•••••••••.•...•......•...... 78 

Статическая устойчивость ......................................................................... 78 

Динамическая устойчивость ...................................................................... 78 

Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу) ................................... 79 

Поперечная устойчивость (устойчивость по крену) ..................................... В 1 

Вертикальная устойчивость (устойчивость к рысканию) ............................... 83 

Свободные путевые колебания («голландский шап•) ................. 84 

Спиральная неустойчивость ...............•............................... 84 

Аэродинамические силы 

при полётном маневрировании .................................. 85 

Силы, действующие на ЛА при повороте ............................... 85 

Силы, действующие на ЛА при наборе высоты ..•....•..•.•••••••••••• 87 

Силы, действующие на ЛА при снижении .............................. 88 

Сваливание на крыло ..••••...•••...•.•....................•.....•. 88 

Основные принципы конструкции 

воздушного винта .........••...••••.....••.•.•.•............•.....•. 90 

Крутящий момент и Р-фактор ..........................•.................. 93 

Реактивный момент ......................................................... 93 

Спиральный эффект •.•••••••............•......................•..••.•..•••• 94 

Гироскопическое действие ................................................ 94 

Асимметричная нагрузка (Р-фактор) .................................... 95 

Перегрузки •...•.•.•.•.•.•...•.•.•.•••.•.........••• 95 

Учёт перегрузки 

при проектировании ЛА ...................................•................ 96 

Перегрузка при глубоком вираже ........................................ 97 

Перегрузки и скорость сваливания ............•••...•. 97 

Перегрузки и полётные манёвры ................•.....• 99 

Повороты ................................................................................................ 99 

Сваливание ............................................................................................. 99 

Штопор ................................................................................................... 99 

Скоростное сваливание ............................................................................ 99 

Боевые развороты и горизонтальные восьмёрки ....................................... 100 

Область турбулентности ....................................................... , ................. 100 

Эпюра скорости-нагрузки ........•........................................ 100 

Угловая скорость ............................................................ 102 

Радиус поворота .•.....................................................•.... 103 

Вес и центровка ................................................... 1 04 

Влияние веса на лётно-технические характеристики ............... 106 

Влияние веса на конструкцию ЛА ....................................... 106 

Влияние веса на устойчивость и управляемость ..................... 107 

Влияние распределения нагрузки ....................................... 107 

Высокоскоростной полёт ....•....•..........•................... 1 09 

Дозвуковой и сверхзвуковой потоки .................................... 109 

Диапазоны скоростей ...................................................... 109 

Соотношение числа Маха и воздушной скорости .................... 11 О 

Граничный слой .......•.................................................... 111 

Ламинарный пограничный слой .............................................................. 111 

Турбулентный граничный слой ............................................................... 111 

Отрыв пограничного слоя ....................................................................... 111 

Ударные волны .............................................................. 112 

Стреловидность крыла ..................................................... 113 

Границы бафтинга Маха .................•••...•.••.•.••.•.••....•.•....••. 115 

Система управления высокоскоростным полётом ................... 115 

6

Содержан ие 

Гл ава 5. С и ст емы управлен ия пол ёт ом ......... 119 Система пуска ..................................................... 151 

Сгорание ............................................................ 151 

Системы управления полётом ................................. 120 

Автономная цифровая система 

Органы управления полёто м ............................................. 120 управления двигателем (FADEC) .............................. 152 

Основ н ая с и стем а управления полёто м .. .................... ......... 120 Газотурбинные двигатели ....................................... 153 

Элероны ............................................................................................... 121 Типы газотурб ин ны х двигателе й .. ............................. ... .... .. 153 

Обратное рыскание ... .................. ....... ................................................... 121 Турбореактивные двигатели ..... ............................................................... 153 

Дифференциальные элероны ................................................................. 121 Турбовинтовые двигатели ................... ..... .. ............................. ................ 154 

Элероны Фрайса .. .. ........ .. ... .. ..................... ............................... ........... .. 122 Турбовентиляторные двигатели ....... .. ........ .... .. ............... .. .......... .... ..... .. .. 155 

Св язка элеронов и руля направления .. .. .. .... ....... .. ......................... ........... 122 Т урбовальные двигатели ....... .. ...... .. .................. .. ....... ........... .................. 155 

Флапероны ................................................. ................................... ........ 122 Пр и боры контроля над газотурбинными двигателями .............. 155 

Руль высоты ............................................... .......................... ................. 122 Степень повышения давления в двигателе (СПlд) .... ......... ... .... ...... ... ......... 156 

Т-образное хвостовое оперение ............ .. ................ ........................... .. ... 123 Температура выхпопных газов (ТВГ) .. ... .......... .. .. ............... .... ................... 156 

Стабилизатор ........................................................................................ 125 Измеритель момента (торсиометр) .......................................................... 156 

Аэродинамическая схема «утка• ......... .................................................. ... 125 Индикатор N, ...................... .......... .. ..................................................... _. .156 

Руль направления ................... ................................................................ 126 Индикатор N 2 

............. ..... .. .. .. ....... .. .. .... . .. ......... .. ..... ............................... 156 

V - образное хвостовое оперение .... .. .... .......... .. .. ............................. ......... 126 

Общи е за мечания по эксплуатаци и 

В спомогательная с и стем а управления полётом ..... ........... ..... 127 газотурб и нны х дв и гателе й .......................... ................. ..... 156 

Закрылки ................. ........ ........................................ ... .. ......................... 127 Температурные пределы двигателя ............... ........................................... 156 

Элементы механизации передней кромки крыла ....................................... 128 Колебания тяги ........... .................. .................. ............ .... .. ............. ........ 157 

Интерцепторы ............................................................... ........ .............. ... 129 Повреждение инородным телом ( П ИТ) ..................................................... 157 

Системы балансировки ......................... ....... .. .. ............. ........ .................. 129 Горячий/ложный запуск газотурбинного двигателя ..... .. ... ........ .................. 157 

Триммеры ................................... .................................................... ...... 129 Срыв потока в компрессоре ....... ..... .. .. ... ....... .. .. ........................... ......... .. 157 

Сервокомпенсаторы .......................... ..................................................... 1 30 Срыв пламени ........................ .... ...................... .............. ........ ... ............. 158 

Анти компенсаторы ............ .. ........ .. ... .................. ................... ........... .. .... 130 С рав нение хара ктер и стик дв и гателе й ...... .................. .......... 158 

Регулируемые на земле триммеры ................................................. ......... 130 Системы планера ЛА .................. ,. .......................... 159 

Регулируемый стабилизатор ........................ ................................ .. ......... 130 Топл и вные системы ........................................................ 159 

Автопилот ........................................................... 131 Безнапорные системы ........ ............................... .................... ..... ............ 159 

Н асосные системы ................................................ ........... .. ....... ............. 159 

Гл ава 6. Ав и ац ионные с и с темы .................... 133 Помпа подкачки .................................... .. .... .................. ......................... 159 

Топливные баки ................... .. ....... .... ... ............... ................................... 160 

Силовая установка ..... ........................................ ... 1 33 Т опливомеры .. .. ....... .. ....... .. . ............ . ........... .. ..................... ................. 160 

Поршневые двигатели ........................... .......................... 133 П ереключатель топливных баков .... ......................................................... 160 

Воздуш н ы й ви нт .................................... ................. .. ... .. 136 Топливные фильтры , отстойники и сливы ...................... .. ......... .......... ..... 161 

Воздушный винт постоянного шага ..... ... .. ........... ..................................... 137 Марки топлива ..................... ........................... ...................................... 161 

Воздушный винт изменяемого шага ................................................. ........ 137 Загрязнение топлива ................... ................................... .............. .......... 162 

Си сте м а пита н и я дв и гател я .......... ........... ...... ............. ...... 139 Дозаправка топливом ................................ ............................................. 162 

Ка рбюр атор н ые с истем ы ................................................. 139 Эле ктрос и стема .................................................. .. ......... 163 

Регулятор качества смеси ............ .. ... .. .... .. ............... ... .. .. ........................ 140 Гидравл и чески е с и стем ы ................................................. 165 

Обледенение карбюратора ....................................... .. ... ... ............ ...... .... 141 Шасс и ................................................................... ...... 166 

Системы подогрева карбюратора ( СП К) .................................................. 141 Самолёты с трёхопорным шасси ............. ... .. .. ...... ... ................................. 166 

Датчик воздушной температур ы карбюратора ...... .. .... ............................... 142 Самолёты с хвостовым колесом ............. .... .. .. .... .. ........ .. ......................... 166 

Датчик температуры наружного воздуха ............................... 143 Неубирающееся и убирающееся шасси .......... .. .. .. .. ... .. .............. ............... 167 

Системы впрыска топлива ................................................ 143 Тормоза .................................... .... ....... ......................................... .... .... 167 

Нагнетатели и турбонагнетатели воздуха .................... 144 Герметизированные самолёты ................................ 168 

Н агнетател и ........ .. ........................................................ 144 Кислородные системы .. ......................................... 170 

Турбо н аддув ....................................... ........... ........ ....... 145 Кислород ные м аски ...... ..... ......................... ........... ......... 171 

Функционирование системы ........... .. ....... .. ............ ................................. 146 Канюл и .......................................................... ... .... ....... 171 

Лётные характеристики на больших высотах .. .. ...................................... ... 147 Кислород н ые с и стем ы смешанного типа .............................. 171 

Система зажигания ............................................... 147 Кислородны е системы ти п а «лёгочны й автом ат» .................... 171 

Маслосистемы ................................................. ... 148 Кислородные с и стем ы непрерывного потока ......................... 172 

Система охлаждения двигателя ............................... 149 Эле ктр и чес ки е ки слородные систе м ы пульсово го де й ствия ...... 172 

Выхлопные системы ............................................. 150 П ульсовые о кси метры ................................. .................... 172 

7


Обслуживание кислородных систем ......•. •..•• •.••••• •... •••••..••... 173 

Противообледенительные 

и размораживающие системы ................................. 173 

Противообледенительное 

и размораживающее оборудование крыла ............................ 173 

Противообледенительная система лобового стекла ................ 174 

Противообледенительные системы воздушного винта ••••..•••..•• 175 

Другие противообледенительные 

и размораживающие с истемы •••••• •• ••••••••••••••••••••• ••• •. ••• .••• •. 175 

Глава 7. Пилотажно-навигационные 

приборы ........................................................ 177 

Приборы системы приёмника 

воздушного давления ......... ..................... ........................ 177 

Камера и магистрали полного давления ..•.•••• •••••••• •••••• ••••• •••. 177 

Камера и магистрали статического давления ........................ 178 

Высотомер ••••••.•••.....•..•........••....••.•.••.......•....•.••••••••. ••.. 178 

Принцип дей ствия ..................... .. .. .. .. ..................................................... 179 

Влияние нестандартны х давлений и температур .. .. ................................... 179 

Настрой ка высотомера .......................... ................................................ 181 

Работа высотомера ............................... ......................................... .. ...... 182 

Ти пы высот ........................... .... .. ............................................ ............... 182 

Контрол ь по казани й приборов ................................................................. 183 

Принцип де й ствия ......................... ......................................................... 183 

Указатель вертикальной скорости (вариометр) ...................... 183 

Принци п раб оты ..................................................................................... 183 

Провер ка работы пр и бора ........ ..... .. .. ..................................................... 184 

Указатель воздушной скорости (УВС) .................................. 184 

Раз метка ш калы УВС ........... .................. ................................................. 185 

Другие ограничен и я воздушной с корости ....... .... ...................................... 186 

Провер ка работоспособности прибора .. ................................................... 186 

Засорение систем ПВд/ПСД ...........•••••••••••• •• ••• •••.•••• •• •.•••• . 186 

Засорение ПВД .................................... .................................................. 187 

Засорение с исте м ы статиче ского давления ............... .. ......... .................... 188 

Электронный индикатор 

параметров полёта (ЭИПП) ............................. .. ...... 188 

Шкала воздушной скорости ................... , .......................... 189 

Указатель пространственного положения ••.••• ••••• •• ••.••••••• •••••• 189 

Высотомер •• ••••••••••• ..•••• .......•.• ......•• .••• .••• •••• .• ••• ••••• .. •. •... 189 

Вариометр ••••••••••••••••••••••.... •.•....•..•....•.••••• .•• •• .•••••••••••• • 189 

Указатель курса .. .. •... ..•.•...............•...•......•••.• •• •.••••.•. ••...• 189 

Индикатор поворота ••••.....................•..•••..••.••••• •.••••.••• •..• . 189 

Указатель числа оборотов (тахометр) .................................. 189 

Индикатор скольжения .•.•..•..••.. •• ••••• ••.. •.•. ••.••••• ••.•.•.• .• •..... 189 

Индикатор угловой скорости .....•........•......•••.••• , • , •.•• .••••.. ..• 189 

Вычислитель параметров полёта (ВПП) ............................... 190 

Векторы упреждения ............................. , ...... , .................. 191 

Гироскопические навигационные приборы •..•••.•.•... .•.. 192 

Принцип действия гироскопа ............................................ 192 

Усто йч и вость в простра нстве .................................................................. 192 

Прецессия ............................................................................................. 193 

Источ н ики энергии ......................................................... 193 

Индикаторы поворота .................. ......... ........................... 194 

Указатель поворота и с кольжения ............................................................ 195 

Координатор поворота ............................................................................ 195 

Указатель скольжения ..................................................... 195 

Нить рыс кания ....................................................................................... 196 

Контроль показани й пр ибора ........................ .... ...................................... 196 

Указатель пространственного положения (гирогоризонт) .......... 196 

Указатель курса (гирокомпас) ........................ .................... 197 

Блок электронных гироскопов (БЭГ) .................................... 198 

Магнитно-индукционный компа с •.•••••.•••••••••...•.•.•••.•••••••••••• 198 

Дистанционный компас ................................................... 199 

Контроль показаний прибора .................................................................. 200 

Кур совые системы ••• ••• ....•. .................• .....• .•• •. •..••.. 200 

Магнитный компас •• ••••• ...•..•••••• •• •••• •,. •••••••••••••••••••••••••••••• 201 

Наведённые ошиб ки магнитного компаса .................................................. 201 

Ош и б ка колебани й компаса ............................... ..................................... 204 

Компас с вертикальной картушкой ....... , ............................... 204 

Запаздывания и опережения .................................................................... 205 

Демпфирование ви х ревыми то ками ................................. .... .................... 205 

Датчи к температуры наружного воздуха (ТНВ) ............. 205 

Глава 8. Руководства 

по лётной эксплуатации 

и другие документы ..................................... 207 

Руководства по лётн ой эксплуатации (РЛЭ) ................ 207 

Вступительная часть •••••••••. .......•.•...•••• •.•...•••. ......•• .• .•. ••••• 207 

се Общие положения » (раздел 1 ) ••• •• •••• •••••••• •••••• ••••••••••••••••••• 208 

« Эксплуатационные ограничения » (раздел 2) .•. •••• ••.•• .•••••• ••• •• 208 

« Воздушная скорость • ............................................................................ 208 

« Силовая установ ка • ...................... ... ................... ................................... 208 

« Вес и распределение н агрузк и • ........ .. .......... ......................................... 209 

« Ограничения полётны х реж имов • ........................................................... 209 

«Таблич к и » ......................................................................... .................... 209 

«Особые случаи » (раздел 3) .............................................. 209 

«Выполнение полётов » 

(раздел 4) ....................................... 21 О 

«Лётно - технические характеристики» (раздел 5) .................... 21 О 

« Вес и центровка/ список оборудования » (раздел 6) ............... 211 

«Описание бортовых систем» (раздел 7) .............................. 211 

«Техническое обслуживание » (раздел 8) ............................... 211 

«Дополнения » (раздел 9) .................................................. 211 

ссРекомендации по обеспечению без оп асности » (раздел 1 О) ..... 211 

Бортовая документация ЛА ........ ............................. 211 

Регистрационный сертификат ЛА ........ ,. ................ , ......... , ••• 211 

Лёгкие спортивные ЛА (LSA) ............... , ............................... 213 

Сертификат лётной годности .............................................. 213 

Техническое обслуживание ЛА., .................. , , , .. , ... , .. , , , , .... , , .. 214 

Осмотры ЛА ..... .......................... .. ...................... . 214 

Ежегодный технический осмотр .......... ,. .............................. 214 

Сточасовой технический осмотр ......................................... 215 

Другие технические инспекции ...••••••••••••••• ••••• ••• ••••••.• ••••• ••• 215 

Провер ка высотомера .............................................................................. 215 

Провер ка бортового ответчика (транспондера) ............. ............................ 215 

8

Содержание 

Аварийный приводной п ередатчик ............... ............................................ 215 

П редп олётный осмотр .............................. .......................................... .... 215 

Перечень минимального комплекта 

оборудования (ПМКО) и эксплуатация ЛА 

с неисправным оборудованием ................................ 215 

Профилактическое техническое обслуживание •.•• .. ...... 217 

Протоколирование проф илактических операций .................... 217 

При м еры профилактическ и х работ ..................................... 217 

Ремонт и переделка .. ....•.............................•.....•............. 218 

Специальные разрешения на выполнение полётов ................. 218 

Директивы по лётной годности (ДЛГ) .. ....................... 219 

Обязанности владельца/эксплуатанта ЛА •..•.•.•...• •.•.•.. 219 

Глава 9. Вес и центровка ............................... 221 

Контроль веса .. .............................. ..................... 221 

Влияние веса ................................................................ 221 

Изменения веса ...................... ....................................... 221 

Центровка, устойчивость и центр тяжести ................... 222 

Влияние неправильно й центровки .•................... ................. 222 

Устойчи в ост ь ................ .... .. ............................... .... ................................ 223 

Упр а вля емость .................. ............................. .. ...................................... 223 

Управление весом и центровкой ЛА .................................... 224 

Терм и ны и определения ............................. ..................... 224 

Методы расчёта веса и центровки ...................................... 226 

Ограничения веса и центровки .................................... ....... 227 

Определение 

веса с полной нагрузкой и положения ЦТ .................... 227 

Расчётны й метод ........................................................... 227 

Графический метод ........... .. ... ........................................ 228 

Табличный метод .•......•.•..........•....•••.....••.••• •••• •.• •........... 228 

Расчёты при отрицательном плече .................•........ ........... 228 

Расчёты с использованием массы без топлива ...................... 230 

Перемещение, увеличение и уменьшение веса ...................... 231 

П е ремещение груза ........................................ ........ ...........•.................... 231 

Уме ньшен ие ил и ув елич е ни е в еса груза ................................................... 232 

Глава 10. Лётно-техничес кие 

характеристики ЛА ....................................... 235 

Значение эксплуатационных показателей ..•. .•.. ... .......• 235 

Структура атмосферы ..••.• ••• ...•..•......•....... .. .. .. ........ 235 

Атмосферное давление ••••.• ....•.• .•.•..•.•.•.•.•.•.•••••.•••.. 235 

Барометрическая высота .......... .. ........................... 236 

Высота по плотности ....... ............... ........ .............. . 237 

Влияние атмосферного давлен и я на плотность воздуха .....•..... 237 

Влияние температуры воздуха на его плотность ....•..........•..... 238 

Влияние влажности на плотность воздуха ....... ....... ............... 239 

Лётно -технические характеристики ..••..•••..••• .•..•• .. ••••• 239 

Установившийся прямолинейный полёт ............................... 239 

Характеристики набора высоты ......................................... 240 

Характеристики дальности полёта .....................•..............•. 242 

Зона обратного управления ...•... ....••.•......•..••... •.••..........••. 245 

Взлётные и посадочные характеристики .. .. ................ 246 

Покрытие и продольный уклон ВПП ...... ............................... 246 

Вода на ВПП и динамичес кое гидропланирование .................. 248 

Вэлётные характеристики •................................................ 249 

Посадочные характеристики ............•.•.....•..•.....•........••••... 250 

Виды воздушных скоростей ................................. ... 253 

Эксплуатационные таблицы ......... .. ............... .......... 253 

Интерполяц и я ... .........•...................•........•••...............•... 254 

Диаграмма высоты по плотности ........................................ 255 

Таблицы взлётных параметров .....................................•.... 255 

Таблицы набора высоты и крейсерского режима .................... 257 

Диаграмма встречной и попутной составляющих ветра ...... ...... 262 

Посадочные таблицы ...•.. ...............•. .... .................•.•.••.... 263 

Таблицы скорости сваливания ........................................... 264 

Характеристики самолётов 

транспортной категории ................ ..................... .... 264 

Эксплуатационные требования .........•.•....•.........••.....•••.•.... 265 

Взл ёт ......................................... ............................. .............................. 265 

П осадка ............................................... ........................... .. ........ ,.,, ......... 266 

П лан иро ва ние взлёта ............ .......... ....................................................... 265 

Параметры разбега ........................................................ 266 

Сбал ан с иро ва н ная дл ина лёт н ого п ол я ............ ....................... ................. 269 

Требования набора высоты ................. .................... 269 

Первый участок ..........••.•.••..•••••••.. ••.•........•••....•.•........••• 270 

Второй участок .. ............................................................ 270 

Третий участо к (участо к разгона) ........................................ 270 

Четвёртый участок (конечный) ........................................... 270 

О граничения набора высоты на втором участке ...................... 270 

Требования авиакомпаний 

к высоте пролёта над препятствиями ........................ 270 

Краткая сводка вэлётных требований .................................. 271 

Посадочные характеристи ки ............................................. 271 

Пл а н и рован и е п о садк и ............................................................... ............ 272 

П осадоч ны е требова н ия ......................................................................... 272 

Требован и я набо ра высоты 

после п ре р ывания захода на посадку ................................. ...................... 272 

Требо ва н и я к ВП П ......................................................................... .. ....... 272 

Краткая сводка посадочных требований ............................... 272 

Глава 11. Теория погоды ............................... 275 

Атмосфера ........ ...................•••••••.••.•.•••••••••••.••••. 398 

Состав атмосферы .......................................................... 398 

Циркуляция атмосферы ................................................... 276 

Атмосферное давление .......................................•..•..•...... 277 

Сила Кориолиса •.•• ....•... .•.•....•••.•.•••.•.•••••••••••.•.••••. 277 

Измерение атмосферного давления ..............•... .•.•.•• • 278 

Высота и атмосферное давление ............................. 279 

Высота и полёт ...... ...... ...... .................................. 280 

Высота и организм человека .. ........................ ......... 280 

Ветры и воздушные потоки .... .. ............................... 281 

Ветровые режимы •......•.................•.•••.••.•.•......•.•........•.•. 281 

Конвективные потоки .....••....••..............•••••.....•.••....•.••••... 281 

9


Влияние препятствий на параметры ветра ............................ 283 

Сдвиг ветра на малых высотах ........................................... 284 

Отображе ние ветра и давления 

на приземных синоптических картах погоды ......................... 286 

Стабильность атмосферы ....•... ........•••. .•.•. .. .•• .•..•.• .. 287 

Относительная влажность .....•.•............•..•.•....................... 288 

Связь температуры и точки росы .........................•.•.... ........ 288 

Способы достижения воздухом точки насыщения ................... 289 

Роса и иней ....•...............•.•.•............... .. •...............•.•..... 289 

Туман ..•...................................•......................... .......... 289 

Облака ..•••.....••. •.......•••. .•. .••..•. .....••...................•.......... 290 

Нижняя кромка облачности ..•......................................•..... 292 

Видим ость ......................•...................... ................ .. ..... 293 

Осадки ..•.................•.............................•..................... 293 

Воздуш н ые массы .. .. ............. ..... .. ...................... .. 293 

Атмосферные фронты ... ..•....•............... .......•....•.... 294 

Тёплый фронт ... ............................................................. 294 

Пол ёт навстречу приближающемуся тё плому фронту ........ .. ...................... 295 

Холодный фронт ... ...............................••. .........•.. .. ......... 295 

Бы стро движущи й ся холодный фронт .................. .............................. ... ... 296 

Пол ёт навстречу приближающемуся холодному фронту ........................... .. 296 

Сравнение холодных и тёплых фр онтов ...... ............. .....•.•..... 297 

Сдвиг ветра ....••.•.. .... ••••..... •.•..... ..•• ... .....•.........••.......•... 298 

Стационарный фронт ...................................................... 298 

Окклюдированный фронт ......................... ........................ 298 

Грозы ...............................................................• .......... 299 

Опас н ости ............................. ................................................................ 299 

Ш к валовые лин ии ................... ............................................................... 299 

Торнадо .................................................. ......... ...................................... 300 

Турбул ентность ............................................ .......................................... 300 

Обледе нен ие ......................................................................................... 300 

Град ............................................... ................................................. ...... 300 

Нижняя к ром ка облачности и видимость ..... .. ...... .. ............. .. ........... .. .. .. ... 301 

Влияние грозы на вы сото мер ................................ ....... .. .. .. ..................... 301 

Молн и и ...................... ...............................•.........•................................. 301 

В сасывание воды двигателем ......................... ......................................... 301 

Глава 12. Авиационные 

метеорологические службы ......................... 303 

Наблюдения •• .•.•...• ..•.••... .••• .....•.... ....................•.. 303 

Наземные авиационные мете о наблюдения ....•.•........•......•.•.. 303 

Центр управления воздушным движением 

н а авиационных линия х (ARTCC) ....... .... ....................................... .. .......... 303 

Наблюдения за верхними слоями атмосферы ..............•......... 304 

Радиолокационные наблюдения .•.•.........••••••............•......... 304 

Спутники .............•............•.................................•......... 305 

Метеорологичес к ие с путниковые данные .................... ...... .................... ... 305 

Виды спутни ковы х метеосообщени й .................................. .. .................... 305 

Пун кты метеорологиче с кого обслуживания ................. 306 

Автоматическая станция службы 

обеспечения полётов (AFSS) ...................................... .... ... 306 

Распространение автоматических сводок погоды (TIBS) ........... 306 

Служба метеор оло гических сообщений 

прямого доступа (DUATS) ................ .•. ...........•.................. 307 

Служба консультаций на маршрутных полётах (EFAS) ......•....... 307 

Служба предупреждения 

об опасных ситуациях в полёте (HIWAS) .. .. .........•. ..•............. 307 

Авто матические радиосводки погоды (ТWЕВ) (только Аляска) .... 307 

Погодные инструктажи ......... .....•...........••..•. •..• ....... 307 

Стандартный инструктаж ...•............ .. •.. ............................. 308 

Сокращённый инструктаж .................•... .........••••• ••• .. .......•• 308 

Обзорный инструктаж .................. .. ..•. .. ............................ 308 

Авиационные сводки погоды ........ •................•....... .. 309 

Регулярные авиационные сводки погоды (МЕТАR) .................. 309 

Метеороло гические сводки пилотов (PIREP) ............ .............. 311 

Радиолокационны е метеорологические сводки (RAREP) ........ .. . 312 

Авиационные про гнозы погоды ..•.. •.. .•.•.....•...•.........• 314 

Пр огноз погоды по аэродрому (TAF) .. ..•...•..... •• ........•.• .....•. .. 314 

Авиационные прогнозы по регионам (FA) .............................. 315 

Консультативные полётные сводки погоды ........................... 316 

AIRMEТ .................................................................................................. 316 

SIGMEТ .................................................................................. .. .............. 317 

Информация о существенных конве кци онны х 

по годных явлен и я х (WST) ..................................... ................................... 318 

Пр огноз верхних ветр ов и темп ературы (FD) .......................... 318 

Карты погоды •.• ••.• .•.••••• .•••.. ••.• .• •• •••• ••. •• •.• •.• •• •. ••.. •• 319 

Карта приземного анализа ............................................... 319 

Карта описания погодных условий ......•.....•..............•.•........ 320 

Обзорная радиолокационная карта ..................................... 321 

Карта прогноза особых погодных явлений ........................... . 323 

Отображение погоды на экранах РЛС УВД ...... .. ...... .... 323 

Помощь в укл о нении от встречи 

с неблагоприятными погодными условиями •.....••••.... ... •• ......• 326 

Отображение дан н ых по годы 

на электронных индикаторах пол ётных данных (ЭИПП ) 

и м ногофункциональных индикаторах (МФИ) .. .......... .. . 326 

Актуальность и срок действия 

метеорологиче ско й информации .....•.•............................... 327 

Си стема РЛС нового поколения (NEXRAD) ............................. 327 

Информация уровн я 11 ..................................................................... ...... .. 327 

Информация уровня 111 ............................................................................ 327 

Ис кажения данных NEXRAD ....... ...................... ..... ....... .. .. .......... .. .. .......... 328 

Ограничения РЛС системы NEXRAD ....... .. ............. ... ............................. ... 328 

Отображение инфор мации AIRMEТ/SIGMEТ .......................... 331 

Данные МЕТАR в графическом представлении ....................... 331 

Глава 13. Авиационные операции 

в аэропорту ................................................... 333 

Типы аэропортов ......•......................... .. ................ 333 

Аэр опорты с командно-диспетчерским пунктом (КДП) ............. 333 

Аэропорты без КДП ......................................................... 333 

Источники информации об аэропорте ••.•• •.• •••• .••.•.•.... 334 

Аэр онавигационны е карты ................ ., .... , .......................... 335 

Справочник аэропортов и наземных служб (A/FD) ................... 335 

10


Извещения пилотам (НОТАМы) ................................. .. ....... 335 

Маркировка и обозначения в аэропор,у ••• •• ••• •••• ••••••••• 335 

Разметка ВПП ................................................................ 335 

Разметка рулёжных дорожек .........•.......... ......................... 337 

Другая маркировка .... ......•.. .............••................•...........• 337 

Маркировочные знаки аэропортов .......•.....••.............•.•....... 338 

Светосигнальное оборудование аэропорта ................. 338 

Световой маяк аэропорта .............•.•...........................•..... 339 

Системы огней приближения ............................................. 339 

Визуальные индикаторы глиссады .........•. ........................... 339 

В изуал ьны й индикато р захода на посадку (VASI) ..................................... .. 339 

Другие системы индика ци и глиссады .. ... ........ .. ....................................... 340 

Светосигнальное оборудование ВПП ................................... 340 

Оп озна вател ьные о гни торца ВПП (REIL) .............. .................. .. .............. .. 340 

П осадоч ны е о г ни ВПП ............................. ........... ... ............. .. .. ................ 340 

В нут ренние огни ВП П ......................... .................................................... 340 

Управление светосигнальным оборудованием аэропорта ......... 341 

Освещение рулёжных дорожек (РД) .................................... 342 

Светосигнальная маркировка препятствий ..........•........ ........• 342 

Указатели направления ветра .................................. 342 

Установленные маршруты движения ......................... 342 

Пример. Описание схемы движения 

в аэропорту с единственной ВПП .......... .. .. ............ .............. 343 

Пример. Описание схемы движения 

в аэропорту с параллельными ВПП ............................ ......... 344 

Средства радиосвязи •• ••••••• •..•.••..•• .•• •.. •••••..•••••• .• ••. 344 

Лицензирование радиосвязи ............................................. 344 

Радиокоммуникационное оборудование ..........•.................... 344 

Порядок действий при нарушении радиосвязи ....................... 345 

Служба управления воздушным движением ................ 345 

Первичный радар •..........•......•..........•••• ...•.. •.......•...•....... 346 

Радиолокационный маяк службы УВД (ATCRBS) ..................... 346 

Бортовой ответчик (транспондер) .. ........... .................. ........ 347 

Радиолокационные консультативные сообщения ..............•..... 347 

Турбулентность спутного следа •••••• ••• ..•. .........••••.••.•• 348 

Возникновение вихрей ..................................................... 349 

Интенсивность вихрей ..................................................... 349 

Поведение вихрей .........................•................................ 349 

Предотвращение попадания в с путный вихрь ........................ 350 

Предотвращение столкновений ... ............................ 350 

Процедуры по предупреждению столкновений ........... ............ 351 

Предотвращение несанкционированного выезда на ВПП ........•. 352 

Глава 14. Воздушное пространство .............. .355 

Контролируемое воздушное пространство •••••••••••••• •••• 355 

Воздушное пространство класса А ...................•........• .. ....... 355 

Воздушное пространство класса В ...................................... 355 

Воздушное пространство класса С .......•••••.•..........•••• •• ........ 355 

Воздушное пространство класса D .......... .. .. .. ...................... 355 

Воздушное пространство класса Е ............ ................ .......... 356 

Неконтролируемое воздушное пространство ••••••••••••••• 356 

Воздушное пространство класса G ........................ .............. 356 

Воздушное пространство 

для специального использования ............................. 356 

Запретные зоны ......................•....... ............... ................ 357 

Ограниченные зоны ........................................................ 357 

Опасные зоны .......••••••. •.•. ......•...••• •• ............•................. 357 

Зоны военных операций (МОА) .......................................... 358 

Зоны повышенного внимания ........ ..... .....................•......... 358 

Зоны ограниченного огня средств ПВО (CFA) .. ........... ............ 358 

Другие виды воздушного пространства ...................... 358 

Маршруты учебных полётов военной авиации (MTR) ............... 358 

Зоны временных полётных ограничений (TFR) •.••..• •••. ........••. • 360 

Зоны прыжков с парашюто м с ЛА ....................................... 360 

Официальные маршруты полётов по ПВ !П ............................. 360 

Зоны обслуживания аэродромных РЛС (TRSA) ....................... 360 

Зоны интересов национальной безопасности (NSA) ... ............. 361 

Служба управления воздушным движением 

и Национальная система УВД .. ....... ......................... 361 

Координирование использования воздушного пространства ..... 361 

Деятельность в воздушном пространстве различны х типов ....... 362 

Эксплуатационные метеоминимумы общих П ВП ....................................... 362 

П ра в ил а э ксп л уата ции 

и требования к пилоту и бортовому обо рудова нию ...................... .. ........... 362 

Све рхлёгкие ЛА .................................. .................................................... 365 

Неуправляемые воздуш ные ш ары ........... ............. .................................... 365 

Пр ыжки с параш ютом .................... .. ................ ......... ... ........................... 365 

Глава 15. Навигация ...................................... 367 

Аэронавигационные карты ........... ,. .......................... 367 

Секционные карты .........• ..........•..• •• ...........•.....•.•....•....... 368 

Карты зо н ы аэропорта для полётов по ПВП ........................... 368 

Международные аэронавигационные карты ......•................... 369 

Широта и долгота (меридианы и параллели) ............... 370 

Часовые пояса ...... •• ...•••..........••.•.......•.......•.•...............•. 370 

Измерение направления ...................... ..... ....................... 371 

Склонение ............••................•..• ..............••.•• .•......••..... 372 

М аг нитное склонение ................ ................... ... .... .......................... ......... 373 

Ком п асная девиация ................ ... ..... .......................................... ............. 373 

Девиация •••••••••••• ••••••••••••••••••• ••••••••••••••••••••••.••••• 37 4 

Воздействие ветра ........................................... .... 374 

Исходные расчёты ..•.••••••.•••••••••••••••••••••••••••• •.•. ••••. 377 

Перевод ми нут в часы ...... ............................................... 377 

Время Т = D/П С ..................................................................................... 377 

Расстояние D = ПС х Т ........................... ....... .. .. .. ... ............ .................... 377 

Путевая скорость ПС = D/Т ........ ................ ............................................. 377 

Перевод узлов в м или в час или в километры в час ................. 377 

Расход топлива .......... .................•.................•................ 378 

Бортовые вычислители .................................................... 379 

Протрактор .•...........................................•..•...•.............. 379 

Пилотаж .. .. ................. .................................................. 379 

Счисление пути .................................................... 379 

Ветровой треугольник или векторный анализ .. •...•••••.....•.. •.•.. 380 

Ш аг 1 .......................... .......................................................................... 381 

11


Ш аг 2 ............................................................... ... ........................... ....... 381 

Шаг 3 ................................................................... ................. ................ 381 

Шаг 4 .................................................................................................... 382 

Планиро в а ние полёта .•. .•• •..•...•••. •••• .• .•....•..•........ ... 383 

Экипир ов ка пилота ................... .................................. .... 383 

Ознакомление с погодными усл овиями .. .............................. 384 

И спользование справочн ика аэропортов 

и наземных служб (A/FD) .................................................. 384 

Руководство по лётной эксплуатации 

или эксплуатационный справочник пилота (AFM/POH) •.•.•••••. ••• 384 

Прокладка курса ............ .. .. .................................. 384 

Этапы прокладки курса .................................................... 386 

Регистрация плана полёта по ПВП ............ ................ 388 

Радионавигация ••••••••• ••.• .•••• ••. ...•.• .•• •...•• •.......•. •.... 389 

Всенаправленные азимутальные радиомаяки (VOR) •••• •••••.•••••• 389 

Радионавигационные системы VOR/VORTAC .......................... 390 

Использование VOR ................................................................................ 391 

Указатель кур со вой девиации (CDI) ..................................... 391 

Индикатор горизонтального положения (HSl) ......................... 391 

Радиомаrнитный указатель (RMI) ....................................... 392 

Движение по маршруту с помощью VOR ............................... 392 

Рекомендации по использованию VOR ................................. 394 

Время и расстояние до станции ......................................... 394 

Определение расстояния до маяка ..................................... 394 

С корость пеленга ................................................................................... 394 

Курсовой угол .............................................................................. .......... 395 

Дальномерное оборудование (ОМЕ) ..... .. ............................. 395 

Зональная навигация по радиомаякам VOR/DME (RNAV) ....... .... 395 

Автоматический радиопеленгатор (ADF) ............................... 397 

Система «Л ор ан·С» •••••••••••••••••••••••••.•.••••••••••••••••••••••••••••. 399 

Глобальная система определения координат (GPS) ................. 399 

Селективная доступность ....... ... ..................... ....... .................................. 400 

Использование GPS во время полёта по ПВП .. ............................ ............ . 400 

Фун к ция А КЦП ....................................................................................... 400 

Рекомендации по использованию GPS при полётах по ПВП •• •.••. 401 

Пр омежуточные точки при навигации по ПВП ........................ 401 

Порядок дей ствий 

при потере ориентации ......•...•...•............•. •. •.....• .•. • 402 

Откло нение от маршрута пол ёта ................ .............. 402 

Глава 16. Авиамедицинские факторы .......... 405 

Прохождение медицинско го 

о свидетельствования .....•.•........................ ........ .• .. 405 

Медицинские и фи зиол огически е факторы, 

влияющие на работоспособность пилота .............. .. .... 405 

Кислородное голодание (гипоксия) ..................................... 406 

Гипоксическая гипо ксия ......... .. ............................................................... 406 

Гем и ческая гипо ксия ................................................................. ............. 406 

Застойная гипоксия .......................................... ...................................... 406 

Г истото ксическая гипо ксия ..................................................................... 406 

Симптомы гипоксии ........................................................ 406 

Перенасыщение лёгких кислородом (гипервентиляция) •• ••••• •• •• 407 

Поражен ия среднего уха и синуса .......•........••••••• .•.. •.•• •• ••• ••• 408 

Пр остранств е нная дезориентация и сенсорные иллюз ии ••• •••••• 409 

Вестибулярные иллюзии .............................. ........................................... 41 О 

Зрительные иллюзии ........ ..................................................................... 411 

Положение тела пилота ................................................... 411 

Демонстрация пространственной дезориентации •• •••• ••••••.•••••• 412 

Набор высоты при ускорении ................................................... .............. .412 

Набор высоты во время поворота ............................................................ 413 

Пикирование во время поворота ......... .................................................... 413 

Наклоны вправо или влево .............. ... ................................... .................. 413 

Обратное движение ...................................... .......................................... 413 

Пи кирование или крен 

за пределами верти кальной плоскости .................... ................................. 413 

Пр отиводе йствие пространственной дезориентации ............... 413 

Оптические иллюзии .• ••. .••• •.• ••. .....•.••..•.•..•.•••.••.••..• •• •••• •• •• 415 

Иллюзия ширины ВПП ............................................................................ 415 

Иллюзия уклона ВПП и местности ......................... .................................. 415 

Преломление в воде .............. ...... .......................................................... .415 

Дымка .......................................................................... .. ...... ................. 415 

Туман .................................................................................................... 415 

Иллюзии наземных огней ........................ ........... ..................................... 415 

Как предотвратить оwибки при посадке, 

связанные с оптическими иллюзиями ................................. 415 

Воздушная болезнь •••.••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• 416 

Отравление угарным газом (СО) ......................................... 416 

Стресс ......................................................................... 417 

Утомление .......................... .. ................. ....................... 417 

Обезвоживание и тепловой удар ........................................ 418 

Алкоголь ...................................................................... 419 

Лекарственные препараты ... ............................................. 421 

Высотная декомпрессионная болезнь (ДКБ) ... ....................... 422 

ДКБ после подводного плавания с аквалангом .......................................... 423 

Зрен ие в полёте .......... ....... .................................. 423 

Миоп ия пустого поля ....................................................... 424 

Н очное зрение ................. .•.....•....••••.. ..•••. .• ••••.••.• ••• •••• •••• 424 

Иллюзии ночного зрения .• •... •.......•.•.•• ......•• •• •• •..••••..••• ••.•• • 426 

Ауто ки нез ................................ .............................................................. 426 

Ложный горизонт ............................................................ ....................... 426 

Иллюзии ночной посадки ................................................. 427 

Глава 17. Принятие 

аэронавигационных решений ..................... 429 

И стория ПАР .......... ..... ........ ............ .................. .. 429 

Упр а вление ре сур сами экипажа (УРЭ) 

и управление ресурсами единственно го пилота .............. 431 

Опас н о ст ь и ри с к ............ .. .................... ............... 431 

Опасные психологические устан ов ки 

и м етоды противодействия им ........... ................................ 432 

Ри ск ............................................................................ 433 

Оценка риска .. ...................................................... ..... ............................ 433 

Вероятность события ......................................................... ..................... 433 

Уровень опасности ........ .................. ................... .................................... 434 

12


Снижение рис ка ........................................................................ .. ..... ...... 434 

Вопросник PAVE ... .......................................................... 434 

Человеческое поведение ................ ........................ 438 

Процесс принятия решения ............... ... .......... ........ 440 

УРЕП и 5Р ..................................................................... 440 

План .......................................................................................... ........... 441 

Самол ёт ....................... ........................................................... .•..... ... .... 442 

Пилот ... ............................................................. .................................... 442 

Пассажиры ........................................... ........... .......................... ............ 442 

Программирование ................................................................................ 443 

Perceive, Process, Perform (ЗР) - 

Воспринимать, Анализировать, Действовать ......................... 443 

Объединение моделей ЗР , CARE и ТЕАМ .................................................. 445 

Вырабатывание привыче к к соблюдению норм безопасности .................... 446 

Петля OODA .................................................................. 446 

Модель DECIDE .............................................................. 446 

Обнаруж ивай (пробл е му) ......................... ............................................... 448 

Оценивай (необходимость реакции ) ....... ... ... ....................................... ..... 448 

Выбирай (образ де й стви й ) ...................................................................... 449 

Находи (решения) .................................................................................. 449 

Действуй (выполняй необходимые дей ствия) ......... .................................. 449 

Анализируй (результаты действи й ) .. ................................................. ....... 449 

Принятие решений в изменчивых условиях ................. 449 

Автоматическое принятие решений .................................... 449 

Оперативные ошиб к и ........................................ .. .......................... ......... 450 

Управление стрессом ...................................................... 450 

Использование ресурсов .................................................. 451 

Внутренние ре сурсы ............................... ................................................ 451 

Внешние ресурсы ................................................... ................................ 452 

Осведомлённость в обстановке ....... .. .......... .. .. .... ..... 453 

Препятствия к сохранению 

осведомлённост и в обстановке ......................... ................. 453 

Управл е ние рабочей нагруз кой ................................................................ 453 

Управл е ние р и с ками .................................................................... ........... 454 

Автоматизация ....... ...................... ....................... 455 

Результаты исследования ................................................. 456 

Использование бортового оборудования .. ........ .................... 457 

Автопилот ..................................................................... .. ... .. .................. 457 

Глубо кие знания ..................................................................................... 459 

Умение использовать информацию бортовых систем ........... .... ................. 459 

Доведение навы ков использован и я бортовы х с истем 

до авто матизма .................................. ............................. ....................... 459 

Необходимость избегать , зубрёжк и » ............................................... ........ 459 

Знание различных пилотаж но-навигационны х платформ ........................... 459 

Управление автоматическими система ми ЛА ........................ 460 

Управлен и е информацие й ....................................................................... 460 

Повышение осведомлённ ости в обстановке .......................... 461 

Управление автоматическими средства ми ................. ... ... ..... 462 

Управление рисками ... .......................................... 462 

Приложение 1. Краткий 

англо-русский словарь 

авиационных терминов ............................... 464 

Приложение 2. 

Используемые сокращения .......................... 4 72 

13

•iФiФII 

Введение 

Краткая история воздухоплавания 

С незапамятных времён человек следил за полётом 

птиц, мечтая, подобно им , подняться в небо. Логика 

подсказывала: если относительно слабые мышцы 

птиц могут поднимать их в воздух и поддерживать 

полёт, человек, с его гораздо более сильными мускулами, 

тоже сумеет сделать это. Никто не подозревал, 

насколько сложным является сочетание функций 

мышц и сухожилий, работы сердца и дыхательной 

системы у обычной птицы. Никто не мог представить 

себе иного приспособления для полёта , че м 

движущееся крыло переменной кривизны. На протяжении 

многих тысячелетий люди пытались взлететь 

как птицы , и бесчисленное множество жизней было 

AtetЬanic,s' 

;IRaga!inr, 

blUSiU)t, R!GISTf.R, JOU«X,\JJ, АХ 1) 

G.\ZHT1'E. 

UtU&DAY. :!l&rtl.Мf!Xll U. IW. ( М.3'1.. ~ff,I и . 

...... ..,,.('.--....,- 

1\с , t . 

потеряно во время таких попыток . 

Jlt. J. 

Ри с . 1-2. Глайдер сэра Джорджа Кейли , 1852 год. 

Р ис. 1-1. Орнитоптерные крылья Леонардо да Винчи . 

Имя первого «птицечеловека», надевшего крылья и 

прыгнувшего с утёса с намерением полететь, века не 

сохранили. Каждая неудавшаяся попытка задавала 

древним воздухоплавателям новые и новые вопросы. 

Почему крылья , приводимые в движение взмахами 

рук, не работают? Что с ними не так? Философы, 

учёные, изобретатели предлагали различные решения , 

но никому не удавалось снабдить человека крыльями, 

которые позволили бы ему подняться в воздух и парить 

как птица. Леонардо да Винчи заполнял страницы 

своих тетрадей эскизами разнообразны х летательных 

аппаратов, но у его идей был всё тот же общий недостаток 

- приверженность принципу «птицеподобных» 

крыльев (рис . 1-1) 

В 1655 году математик, физик и изобретатель Роберт 

Хук пришёл к заключению, что для полёта с помощью 

искусственных крыльев мускульной силы человека 

недостаточно. Он сделал вывод , что для полёта необходима 

некая дополнительная движущая сила. 

Поиск решения шёл в разных направлениях. В 1783 

году братья Жозеф и Этьен Монгольфье впервые испытали 

наполненный горячим воздухом шар с человеком 

на борту. Шар пробыл в воздухе 23 минуты. Десять 

дней спустя профессор Жак Шарль поднялся в небо 

на воздушном шаре, наполненном газом. Воздушные 

шары настолько завладели вниманием публики , что 

долгое время полёты ассоциировались исключительно 

с устройствами легче воздуха. Но при всём своем великолепии, 

воздушный шар был не более чем большим 

куском ткани, летящим туда, куда дует ветер. 

15


Воздушные шары , наконец, позволили человеку подняться 

в воздух, но это была лишь одна из многих проблем, 

которые воздухоплавателям предстояло решить. 

Воздушный шар не позволял управлять скоростью и 

направлением полёта. Эту пробл ему решал воздушный 

змей - игрушка , которая была известна на Востоке более 

двух тысячелетий , но на З а паде появилась только 

в XIII веке . Еще в древнем Китае змеи исполь з овались 

для осмотра местности и определения направления 

ветра в мореплавании (в варианте, управляемом человеком) 

, а также как сигнальные устройства и для развлечения 

(в неуправляемом варианте). Наблюдение 

за движением воздушного змея позволило дать ответ 

на многие вопросы, касающиеся возможности полёта 

устройств тяжелее воздуха. 

Одним из тех, кто верил, что эксперименты с воздушными 

змеями помогут раскрыть секреты управляемого 

воздухоплавания , был сэр Джордж Кейли. Родившийся 

в Англии за десять лет до полёта братьев Монгольфье, 

Кейли всю жизнь занимался разработкой летающего 

средства тяжелее воздуха, снабжённого крыльями в 

форме воздушного змея (рис . 1-2). Названный «отцом 

воздухоплавания » , Кейли открыл базовые принципы, 

на которых основывается современная авиация, построил 

действующую модель летательного аппарата и 

даже провёл испытания первого в истории аэроплана, 

пилотируемого человеком. 

В течение пятидесяти лет после смерти Кейли 

учёные и изобретатели работали в направлении создания 

летающей машины, снабжённой двигателем. 

Так, английский изобретатель Уильям Сэмюэл Хенсон 

сконструировал огромный моноплан, который приводился 

в движение паровым двигателем, располагавшимся 

внутри фюзеляжа. Немецкий инженер 

Отто Лилиенталь на практике доказал, что полёт 

человека на аппарате тяжелее воздуха возможен. И наконец, 

мечта была воплощена в реальность Уилбером 

и Орвиллом Райтами в американском городе Китти 

Хоук, штат Северная Каролина, 17 декабря 1903 года. 

Братья Райт, владельцы магазина велосипедов, в 

течение четырёх лет экспериментировали с воздушными 

змеями, самодельной аэродинамической трубой 

и ра зличными двигателями для своего биплана. Их 

значительным достижением был научный , а не чисто 

практический подход к решению задачи . 

Со зданный 

братьями биплан « Флайер » был обра з цом смелого 

дизайна и блестящего инженерного исполнения 

(рис. 1-3). В тот исторический день братья Райт совершили 

четыре полёта , проведя в воздухе в общей сложности 

98 секунд. Эра авиации началась. 

История Федерального управления 

гражданской авиации (FAA) 

На заре пилотируемого воздухоплавания авиация была 

открыта для всех , поскольку не существовало государственного 

органа, 

который устанавливал бы правила 

и следил за соблюдением стандартов безопасности. 

Совершать полёты и управлять летательным аппара 

том мог любой желающий, без каких бы то ни было 

ограничений . В то время авиацию воспринимали, прежде 

всего, как вид спорта, дорогое развлечение, доступное 

лишь богатым людям. Размеры первых аэропланов 

были очень небольшими, и их коммерческое использование 

представлялось сомнительным . Но были люди, 

которые считали иначе. 

основу современных авиаперевозок. 

Именно их усилия заложили 

П . Е. Фанслер , бизнесмен из города Санкт-Петербург, 

штат Флорида , обратился к Тому Бенуа, владельцу 

«Авиационной компании Бенуа» в Сент-Луисе, штат 

Миссури , с предложением организовать авиационный 

маршрут из Санкт-Петербурга через канал в город 

Тампа. Бенуа согласился предоставить для проекта 

свой гидроплан, носивший на з вание «Безопасность 

прежде всего! » Предприниматели подписали соглашение, 

положившее нач ало первой коммерческой 

авиалинии в США. Первый аэроплан был доставлен 

в Санкт-Петербург и совершил пробный полёт 

31 декабря 1913 года (ри с. 1-4). 

Право стать первы м к оммерческим авиапассажиром 

определялось с по мощью аукциона. Наибольшую 

ставку (400 долл аров) сделал А.С. Фейл , в прошлом мэр 

Санкт-Петербурга . Э та сумм а обеспечила ему место в 

истории как пер вому пассажиру авиалинии. 

Р ис.1-3. Первый полёт братьев Райт. 

Первый регуля р ный а в и арейс был выполнен 1 января 

1914 года. Аэроплан п ролетел расстояние в 21 милю (34 

км). Пол ёт пр одол жал с я 23 минуты. Обратный путь, 

благодаря п оп ут ному в етр у, занял 20 минут . 

16

Глава 1. Введение 

большого впечатления на публику: пилот заблудился 

и совершил вынужденную пос адку. В августе 1918 года 

Почтовая служба США получила полный контроль над 

почтовыми авиаперевозками, а военные лётчики были 

зачислены в штат как почтовые служащие. 

Трансконтинентальные авиаперевозки 

Рис. 1-4. Гидроплан Бенуа. 

Авиалиния, созданная предпринимателями из 

Флориды, совершала регулярные рейсы в течение 

четырёх месяцев. Стоимость билета составляла 5 долларов, 

столько же нужно было заплатить за перево зку 

100 фунтов (45 кг) багажа. Вскоре после начала полётов 

Бенуа усове ршенст вовал гидроплан, обеспечив 

пассажирам большую защиту от брызг во вр е мя взлёта 

и посадки. Компания совершала полёты и в города 

Почтовые авиарейсы становились всё более протяжёнными, 

и, наконец, был открыт трансконтинтальный 

поч т овый авиамаршрут (puc.1-5). Маршрут соединял 

Сан-Франциско и Нью-Йорк , имел длину 2612 миль 

(4203 км) и включал в себя 13 промежуточных остановок 

(рис . 1-6). 20 мая 1926 года Конгресс США принял 

Акт о воздушной коммерческой деятельности, ставший 

основой развит ия авиационной отрасли США. 

Принятие законопроекта активно поддерживалось лидерами 

индустрии, которые понимали, что авиация не 

сможет в полной мере реализовать свой потенциал без 

помощи государства (прежде всего , в обеспечении безопасности 

полётов). 

Манати, Брандентон и Сарасоту, на практике доказывая 

жизнеспособность идеи коммерческого применения 

авиации. 

Рейсы «Гидроплановой линии Санкт-Петербург 

Тампа» продолжались всю зиму и были прекращены 

после окончания зимнего туристического сезона . 

Авиакомпания просуществовала всего четыре месяца, 

но смогла перевезти 1205 пассажиров без единой ава 

рии. Эксперимент доказал: авиация может использо 

ваться в коммерческих целях. 

Первая мировая война дала аэропланам возможность 

продемонстрировать миру свои разнообразные 

возможнос ти. Вначале авиация использовала сь только 

в разведывательных целя х, но уже к 1918 году началось 

массовое промышленное произ водс тво аэропланов специализированного 

назначения - истребителей, бом 

бардировщиков и учебно-тренировочных самолётов. 

Авиаторы-энтузиасты продолжали искать новые способы 

использования самолётов. В то время была поп у 

лярной идея использования авиации для почтовых перевозок, 

но Почтовая служба США смогла получить в свое 

распоряжение самолёты лишь по окончанию войны. В 

1918 году Министерство обороны и Почтовая служба 

выработали план совместных действий, который давал 

армии право использовать почтовые самолёты для обуч 

ения военных пилотов технике маршрутных полётов. 

Первый почтовый авиарейс Нью-Йорк - Вашингтон 

состоялся 15 мая 1918 года . Сам полёт не произвёл 

Рис. 1-5. Самолёт "де Хавилэнд DH-4" во время первого перелёта 

из Нью-Йорка в Сан-Франциско (1921 год). 

Согласно Акту о воздушной коммерческой деятельности, 

на Министерство торговли возлагались обязанности 

способствовать развитию авиационной коммерции, 

разрабатывать правила воздушного движения и 

обеспечивать их соблюдение, сертифицировать летательные 

аппараты, прокладывать воздушные трассы , 

контролировать и обслуживать средства авиационной 

навигации . При Министерстве было создано специальное 

Авиационное отделение, главной задачей которого 

был надзор за отраслью. Помимо этого, отделению 

было поручено создание и управление национальной 

системой освещения воздушных трасс. 

Инициатором 

её создания выступила Почтовая служба, которая теперь 

являлась частью Трансконтинентальной почтовой 

воздушной сети. 

Министерство торговли внесло 

17


аппаратов. 29 марта 1927 года Авиационное отделение 

выдало первый сертификат лётной годности. Его получил 

трёхместный открытый биплан «Буль Эйрстер СА-3 ». 

В 1934 году, в знак признания существенного прогресса, 

произошедшего в авиации за последние годы, и 

успешной деятельности отделения, оно бьmо переименовано 

в Бюро по авиационной коммерческой деятельности 

(БАКД) (рис . 1-9). Примерно в это же время, при 

активном содействии Бюро, объединением авиакомпаний 

впервые бьmи созданы три комплекса управления 

воздушным движением (УВД) на наиболее загруженных 

воздушных маршрутах. В 1936 году управление комплексами 

перешло к БАКД. 

В своём развитии служба УВД прошла долгий путь: 

первые авиадиспетчеры использовали карты, грифельные 

доски и выполняли расчёты в уме. 

Рис. 1-6. Трансконтинентальный почтовый воздушный маршрут 

от Нью-Йорка до Сан-Франциско. Трасса включала следующие 

промежуточные пункты: 2) Беллефонте, 3) Кливленд, 4) Брайан, 

5) Чикаго , 6) Айова Сити, 7) Омаха, 8) Норт Плейтт, 9) Чейенн, 10) 

Роулинс, 11) Рок Спрингс, 12) Солт Лейк Сити, 13) Элко и 14) Рино. 

Акт о гражданской авиации 1938 года 

В 1938 году, согласно Акту о г р ажданской авиации, 

контроль над гражданской авиацией перешёл к только 

что созданному независимо му органу, получившему 

название «Управление гражданской авиации» (САЛ). 

Акт предоставлял САЛ полномочия по регулированию 

значительный вклад в развитие авиационных средств 

связи - например, предложило использовать радиомаяки 

в качестве навигационных средств. 

Башни маяков были установлены с интервалом примерно 

в 10 миль (16 км), имели в высоту 51 фут (15 м) и 

оснащались мощным вращающимся источником света. 

Под вращающимся фонарём располагались два курсовых 

фонаря , указывающие направление воздушной 

трассы. Фонари вспыхивали в определённой последовательности, 

сообщая пилотам идентификационный 

номер маяка. Башни обычно устанавливались в центре 

бетонной стрелы длиной 70 футов (21 м). 

В задней части 

стрелы (при необходимости) размещалась будка с 

генератором (рис. 1-7). 

Государственная сертификация пилотов и механиков 

Авиационное отделение Министерства торговли ввело 

в действие систему лицензирования пилотов . Первая 

лицензия была выдана 6 апреля 1927 года, 

ее получателем 

стал глава Ави а ционного отделения Уильям П. 

МакКракен, мл. (рис. 1-8) (Орвилл Райт, который в то 

время уже отошёл от лётной де ятельн ости , отказался от 

чести получить лицензию №1). Лицензия МакКракена 

стала первой, выданной пилоту государстве нным 

гражданским органом. Примерно три меся ц а спустя 

была выдана первая государственная лицензия авиационного 

механика. 

Не менее важным для обеспечения безопасности полётов 

стало создание системы сертификации летательных 

Рис. 1-7. Типовая башня маяка воздушной трассы . 

18


UNITED SТATES OF AMERICA 

DEPARТMENТ OF COMMERCE 

AERONAUТICS BRANCH 

PILOT'S IDENТIFICATION CARD 

· Thiэ ldвntiflcation Card, iвэивd on thв 

6th day of April , lsr?,'l, accompaniвs 

РЦоt'в Liсвпsв No. 1 

Це 38 

Wвight 200 Color he.ir Brown 

Hвilfht 6 1 l½"Coior вувэ :Вlue • 

lf:::.t- ~ - 

--·-· "'1 .. ' _:!?!~ ,е-т 

,._. ·····---; 

FORM R•IS oo~.,.,.~ortюl. Plltn.': Si8Jttйure. 

UNITED SТATES OF' AMERICA 

DEPARTMENT Of' СО ММ.ЕRСЕ 

A.RONAUТICS BRAN,CH 

F'ORIY'I R ~1ec 

0"1C1At.NO. 

l 

iПJilJ Qti,;tifi.e11, That 

\VILLIA11 Р. :la.cCRACК'EN'• Jr. 

whosв phototrsph and si{Jn.aturв accompany thiв Iicense, 

iв а 

PRIVA ТЕ PILOT 

стоимости авиаперевозок и прокладке новых воздушных 

путей для авиалиний. 

Президент США Франклин Рузвельт разделил САА 

на две организации: Администрацию по гражданской 

авиации (САА) и Комитет гражданской авиации 

(САВ). Оба органа оставались частью Министерства 

торговли , но САВ был выведен из прямого подчинения 

министра торговли. В задачи САА входили управление 

комплексами УВД, сертификация пилотов и летательных 

аппаратов, создание новых воздушных трасс. САВ 

занимался разработкой нормативов для обеспечения 

безопасности полётов , расследованием авиационных 

происшествий и экономическим регламентированием 

деятельности авиакомпаний. 

В 1946 году Конгресс поручил САА надзор за выполнением 

Федеральной программы содействия аэропортам. 

Целью программы было создание сети гражданских 

аэропортов по всей стране. 

Федеральный акт об авиации 1958 года 

К середине ХХ века воздушное движение стало весьма 

Рис. 1-8. Первая лицензия пилота, выданная 

Уильяму П . МакКракену, мл. 

интенсивным , началось использование реактивных самолётов 

для гражданских нужд. Летательные аппараты 

становились не только более многочисленными - существенно 

возросла скорость их движения. Количество 

столкновений в воздухе увеличилось, и потребовалось 

срочно принять дополнительные нормативные акты . 

Федеральным актом об авиации 1958 года был создан 

новый независимый орган , который взял на себя 

функции как САА, так и САВ. Этим органом стало 

Федеральное авиационное агентство (FAA). Помимо 

перечисленных функций, FAA получил полный контроль 

над военно-гражданскими системами воздушной 

навигации и службами УВД. Честь стать первым 

Администратором FAA была доверена бывшему генералу 

ВВС США Элвуду Ричарду («Питу») Кесаде. Он находился 

на этом посту с 1959 по 1961 год (рис. 1-10). 

Министерство транспорта (МТ) 

Рис. 1-9. Третий глава Авиационного отделения Юджин Л. Видал 

рядом с президентом Франклином Д. Рузвельтом (слева) и 

министром сельского хозяйства Генри А. Уоллесом . Фотография 

сделана в 1933 году. 

Под управлением Видала, 1 июля 1934 года 

Авиационное отделение было переименовано в Бюро по авиационной 

коммерческой деятельности. Новое название более точно отражало 

статус организации в структуре Министерства торговли . 

15 октября 1966 года Конгресс одобрил организацию 

Министерства транспорта (МТ), которому поручался 

надзор за транспортной индустрией на территории 

США. Министерство контролировало как на земный, 

так и воздушный транспорт. Его миссией стало создание 

быстрой, эффективной, доступной и удобной транспортной 

системы , соответствующей национальным 

интересам и повышающей качество жизни граждан . 

МТ начало свою работу 1 апреля 1967 года. 

Одновременно Федеральное авиационное агентство 

-было nереименовано в Федеральное управление гражданской 

авиации (FAA). Функции САВ были возложены 

19


Автоматизация управления 

воздушным движением (УВД) 

К середине 70-х годов прошлого века была создана полуавтоматическая 

система УВД, основанная на комбинац 

ии РЛС и компьютерных технологий. Автоматизируя 

некоторые рутинные операции, система давала диспетчерам 

возможность сосредоточиться на самой важной 

задаче - эшелонировании воздушных судов. Данные о 

бортовом номере, высоте и путевой скорости летательных 

аппаратов выводились непосредственно на индикатор 

диспетчера. 

В конце 70-х годов интенсивность воздушного движения 

конца 70-х годов существенно возросла. Это 

было связано, прежде всего, с поя влением конкурентной 

среды, возникшей благодаря принятию в 1978 году 

Акта об отмене государ ственного регулирования деятельности 

авиакомпаний. Согласно этому закону, экономическое 

регулирование работы авиакомпаний со 

стороны САВ было отменено, и в конце 1984 года САВ 

пре кратил существование. 

Рис. 1-1 О. Первый Администратор FM, генерал 

Элвуд Ричард ("Пит") Кесада (1959-1961 гг.) . 

на только что созданный Национальный комитет безопасности 

перевозок (NTSB), который должен был проводить 

расследование всех транспортных происшествий 

на территории США. 

По мере роста и развития авиации, FAA получало дополнительные 

права и задачи. Разразившаяся в 60-х 

годах эпидемия захватов и угонов на воздушном транспорте 

привела к тому, что FAA получило полномочия 

по повышению мер безопасности в авиации - как на 

земле, так и в воздухе. После 11 сентября 2001 года эти 

функции перешли к специально созданному органу, 

получившему название «Министерство внутренней 

безопасности» (DHS). 

С увеличением интенсивности полётов над кру п 

ными городами FAA стало концентрироваться на эко 

логических аспектах авиации . Так, были установлены 

нормативы на интенсивность шума при воздушном 

движении. Помимо этого, в 60-х и 70-х годах прошлого 

века FAA стало контролировать полёты высотных привязных 

и неуправляемых аэростатов. В 70-е годы перечень 

обязанностей вновь FAA расширился: ему было 

поручено воплотить в жизнь новую государственную 

программу содействия аэропортам, и в частности, осуществить 

комплекс мер по обеспечению безопасности 

в аэропортах. 

Отвечая на рост интенсивности движения, в январе 

1982 года FAA обнародовало план создания 

Национальной системы УВД (NAS). План предусматривал 

ввод в действие более эффективных маршрутных 

и терминальных систем УВД, модернизацию станций 

службы обеспечения полётов и совершенствование наземных 

средств наблюдения и связи. 

Забастовка профессионального союза 

авиадиспетчеров(РАТСО) 

Во время разработки плана NAS FAA столкнулось с ре 

альной перспективой забастовки основных работн и 

ков. Разногласия между руководством FAA и профсою 

зом авиадиспетчеров (РАТСО) вылились в 1970 году в 

невыход на работу (под предлогом болезни) более трёх 

тысяч авиадиспетчеров. 

Хотя впоследств ии диспетчерам была повышена заработная 

плата и предоставлены дополнительные пенсионные 

льготы, напряжённость не спадала, и в августе 

1981 года была проведена незаконная забастов ка. 

Правительство США уволило более 11 тысяч участников 

забастовки и аннулировало полномочия РАТСО. 

К весне 1984 года FAA отменило последние из ограничений, 

имеющих целью обес п ечить безопасность системы 

воздушного движения в период забастовки. 

Акт об отмене государственного регулирования 

деятельности авиакомпаний 1978 года 

До 1978 года САВ регламентировал многие аспекты деятельности 

коммерческих авиакомпаний - например, 

20


стоимость авиаперевозок, маршруты и расписания 

рейсов. Акт 1978 года лишил САВ большей части контрольных 

функций, изменив тем самым облик гражданской 

авиации США. После отмены государственного 

регулирования возникла свободная конкурентная 

среда, положившая начало новой эре в пассажирских 

авиаперевозках. 

САВ имел три основные функции: назначать авиакомпаниям 

маршруты, ограничивать возникновение 

новых авиаперевозчиков и регулировать стоимость 

авиабилетов. Сложившаяся на тот момент система 

коммерческих пассажирских перевозок была создана 

Уолтером Фолгером Брауном , 

который занимал пост 

министра связи при президенте Герберте Гувере. 

Браун реформировал систему почтовых переводов, 

что побудило авиапроизводителей перейти от выпуска 

почтовых самолётов к производству пассажирских 

авиалайнеров. Во многом благодаря его деятельно 

сти, были созданы четыре главные внутренние авиа 

компании страны: «Юнайтед», «Америкэн», «Истерн» 

и «Трансконтинентал энд Вестерн Эйр» (TWA) . 

Аналогичным образом , Браун способствовал получению 

компанией «Пан Америкэн » монополии на международные 

авиаперевозки. 

Инициатива отмены регулирования или , по крайней 

мере, реформирования существующей системы 

пассажирских авиаперевозок исходила от президента 

Джимми Картера, назначившего главой САВ известного 

экономиста Альфреда Кана, горячего сторонника 

идеи дерегулирования отрасли. 

Эта идея была поддержана и из-за рубежа. В 1977 

году Фредди Лэйкер, британский бизнесмен и владелец 

компании «Лэйкер Эйрвейс », открыл авиалинию 

« Скайтрейн», выполнявшую трансатлантические 

рейсы по исключительно низким ценам. Проект 

Лэйкера совпал по времени с подъёмом активности 

на рынке дешёвых местных авиаперевозок, 

который 

был вызван снятием ограничений на чартерные рейсы 

(рейсы, выполняемые компаниями, не имеющими 

собственных самолётов и арендующими их у крупных 

авиакомпаний). В ответ крупные авиаперевозчики 

также снизили цены на авиабилеты. Так , «Америкэн 

Эйрлайнс», вторая по величине авиакомпания США, 

получила от САВ разрешение на ввод в действие тарифа 

«СуперСэйвер». 

Эти события стимулировали процесс отмены государственного 

регулирования. В ноябре 1977 года 

Конгресс отменил регулирование транспортных авиаперевозок 

. В конце 1978 года Конгрессом был принят 

Акт об отмене государственного регулирования дея 

тельности авиакомпаний, подготовленный сенаторами 

Эдвардом Кеннеди и Говардом Кэнноном (рис. 1-11). 

Законопроект имел множество противников среди 

Рис. 1-11. Президент Джимми Картер подписывает Акт об отмене 

государственного регулирования деятельности авиакомпаний 

(конец 1978 года). 

крупных авиакомпаний (которые опасались конкурен 

ции) , профсоюзов (не желающих соперничества со стороны 

работников, не являющихся их членами) и специалистов 

по безопасности полётов (беспокоящихся о 

падении отраслевых стандартов) . 

Общественная поддержка, 

однако, оказалась настолько сильной, что закон 

был принят. Авиакомпании удалось «задобрить», 

предложив им щедрые государственные субсидии, а 

профсоюзы - существенно увеличив выходные пособия 

в случае потери работы их членами. 

Наиболее значительное воздействие закон оказал 

на рынок пассажирских перевозок. Впервые за 

40 лет, на рынке стали появляться новые авиакомпании. 

Начиная с 1981 года, компании могли расширять 

маршруты полётов по собственному усмотрению. С 

1982 года авиакомпании нолу чили полную свободу 

в установлении цен на билеты. В 1984 году САВ пре 

кратил своё существование , поскольку в его основных 

функциях по регламентированию отрасли больше не 

было необходимости. 

Роль Федерального управления 

ражданской авиации (FAA) 

Кодекс федеральных нормативных документов (CFR) 

Задачей FAA является обеспечение безопасности воздушного 

движения и контроль за соблюдение стандартов 

безопасности в гражданской авиации. Этой цели 

служит Кодекс федеральных нормативных докумен 

тов (CFR), который представляет собой свод общих и 

постоянных правил и нормативов, публикуемых государственными 

органами США. Кодекс состоит из 

50 разделов («titles»), каждый из которых посвящён 

определённой области государственного регулирования. 

Нормативные документы FAA собраны в разделе 

14, «Аэ ронавигация и космическое пространство» , и 

охватывают все аспекты гражданской авиации - от 

21


процедуры получения сертификата пилота до технического 

обслуживания ЛА. 

Глава 1 раздела 14 CFR, глава 1, «Феде ральное управление 

гражданской авиации», разбита на подразделы 

A-N (рис. 1-12). 

Для пилотов некоторые положения 14 CFR пр ед 

ставляют особую_ важность . В ходе обучения пилотам 

рекомендуется ознакомиться с теми частями кодекса, 

которые имеют отношение к лётной подготовке и сертификации 

пилотов. Например , 

14 CFR, часть 61 описывает 

порядок сертификации пилотов , лётных инструкторов 

и наземных инструкторов. Она также определяет 

критерии пригодност и, уровень аэронавигационных 

знаний лётной подготовки , а также требования к обучению 

и порядок сдачи экзамена на получе ние сертификатов 

всех типов. 14 CFR, часть 91 содержит общую 

информацию о правилах полётов, правилах визуальных 

полёто в (ПВП) и полётов по приборам (ППП). 14 

CFR, часть 43 охватывает вопросы технического и 

Подглавы 

А 

в 

с 

D 

Е 

F 

G 

н 

Свод федеральных нормативных актов 

Аэронавигация и космическое п рост ранство 

Глава 1. Федеральное управление 

гражданской авиации 

Определения (термины и аббревиатуры) 

Правила и процедуры 

(нормотворчество , надзор за выполнением) 

Летательный аппарат (процедуры сертификации ЛА 

[21], стандарты лётной годности[25-33 , в зависимости 

от типа ЛА], директивы по лётной годности [39], 

техническое обслуживание [43], регистрация ЛА [47]) 

Лётный состав (лицензирование пилотов и 

инструкторов [61] , медицинские стандарты [67]) 

Воздушное пространство (классификация воздушных 

пространств [71], особые зоны воздушного 

пространства [73)) 

Воздушное движение и общие правила (общие правила 

выполнения полётов [91], особые правила и схемы 

движения в зонах аэропортов [93]) 

Авиакомпании, авиаклубы и коммерческие 

эксплуатанты: сертификация и деятельность 

Школы и другие сертифицированные агенты 

1 Аэропорты 

J 

" 

Навигационные комплексы ~ 

к Административные нормы - 

L-M 

N 

Зарезервированные пункты 

Страховка от рисков на случай военных действий 

Рис. 1-12. Структура раздела 14 CFR, который можно получит ь 

бесплатно на сайте FAA или приобрести в печатном виде в 

коммерческих источниках. 

профилактического обслуживани я, переделки и восстановления 

ЛА. 

Основные органы FAA 

Штаб-квартира FAA находится в Вашингтоне, округ 

Колумбия. Помимо этого, существует девять региональных 

отделений, располагающихся в различны х 

города х США. Крупнейшими исследовательскими комплексами 

FAA являются Аэронавигационный центр 

имени Майка Монроуни (ММАС) в Оклахома Сити , 

штат Окл ахома, и Технический центр имени Уильям а 

Дж. Хьюза (WJHTC) в Атлантик Сити, штат Нью 

Джерси. Будучи одновременно учебно-тренировочным 

и логистическим центром, ММАС предоставляет широ 

кий спектр услуг, связанных с безопасностью полётов 

и коммерческой воздушной деятельностью. WJHTC - 

главный авиационный научно-исследовательский и 

опытно-испытательный полигон страны. Центр проводит 

испытания и оценку систем связи и навигации , 

терминального оборудо вания аэропортов , средств без 

опасности и охраны полётов. Помимо этого, WJHTC 

активно участвует в разработке перспективных авиационны 

х систем и концепций, создани и новых видов 

оборудования и модификации существующих систем 

и процедур. 

Местные отделения 

Служба лётных стандартов 

Служба лётных стандартов, входящ ая в состав FAA, 

вносит вклад в обеспечение безопасности авиаперевозок, 

устанавливая стандарты сертификации и надзора 

над пилот ами, эксплуатантами воздушны х судов, авиакомпаниями 

и сотрудниками авиационных служб. В её 

компетенцию входят следующие функции: 

• сертификация, инспектирование, надзор, расследование 

происшествий и принятие надлежащих 

мер; 

• разработка регламентов и стандартов; 

• управление систе мой регистрации гражданских 

ЛА и в едение реестров лётного состава. 

Взаимодействие м е жду Службой лётных стандартов 

и авиацион ным с оо бществом обеспечивается чере з 

местные отдел ения Служ бы (FSDO). 

Местные отдел е ния Службы лётных стандартов (FSDO) 

FAA и ме е т около 130 мес тных отделений FSDO 

(рис. 

1-13). В функции отделений входит предоставление 

инфор . 1ацни и разл ичных видов обслуживания для 

авиационного со общ ества. Телефонные номера FSDO 

п рив о,J.Ятся в тел ефонных справочниках (в разделах 

22


В отделениях FSDO работают примерно 3700 инспекторов. 

Все вопросы, касающиеся сертификации пилотов 

(а также получения информации и дру гих видов 

обслуживания), следует направлять в местное отделение 

FSDO. 

Рабочая группа безопасности полётов FAA (FAASTeam) 

Рис. 1-13. Местное отделение Службы лётных 

стандартов в Атланте. 

«государственные организации», «FAA»). Информацию 

о расположении местного отделения можно также получить 

в Интернете по адресу: http://www.faa.gov/ 

about/office_org/ headquarters_offices/ avs/ offices/ afs/ 

afs600/. 

Помимо расследования авиационных происшествий 

и надзором за выполнением нормативных документов, 

FSDO также отвечают за сертификацию и 

контроль деятельности авиаперевозчиков, эксплуатантов 

воздушных судов, лётных школ /тренировочных 

центров и лётного персонала, включая пилотов и 

инструкторов. Персонал FSDO состоит из инспекторов 

по авиационной безопасности (ASI), играющи х ключевую 

роль в обеспечении безопасности воздушного 

пространства страны. 

Инспектор по авиационной безопасности (ASI) 

Инспекторы по авиационной безопасности (ASI) обе 

спечивают и контролируют соблюдение нормативов 

и стандартов безопасности при производстве, эксплуатации, 

техническом обслуживании и (или модификации 

ЛА , использующихся в гражданской авиации. 

Они также специализируются в проведении различных 

инспекций - например, проверки производства 

ЛА и запасных частей к ним, эксплуатации ЛА, их лётной 

годности и безопасности кабины . Все инспекторы 

проходят курс обучения в Академии FAA в Оклахома 

Сити, штат Оклахома , в ходе которого осваивают методики 

оценки лётного состава, техники и процедуры 

проведения инспекционных проверок. Помимо этого , 

инспекторы проходят регулярную переподготовку. 

Основная цель FAA - 

сделать гражданскую авиацию 

США безопасней. Это достигается, в том числе, специальной 

лётной подготовкой, обучением и пропагандой 

принципов безопасности аэронавигации. Важную 

роль в обеспечении безопасности воздушного движения 

играет Рабочая группа безопасности полётов FAA 

(FAASTeam). Создание FAASTeam стало продолжением 

Программы авиационной безопасности (ASP), которая 

позволила существенно уменьшить количество лётных 

происшествий за счёт обучения лётного состава. 

Такой успех, в конечном счёте , и привёл к закрытию 

Программы , поскольку задача устранения лежащих 

на поверхности причин происшествий была решена . 

Следующим шагом FAA на пути к обеспечению авиационной 

безопасности стало создание FAASTeam, перед 

которой была поставлена цель -уменьшить число лётных 

происшествий, сосредоточив усилия и ресурсы на 

расследовании случаев неясной природы . 

В 

каждом из девяти регионов FAA работает региональный 

офис FAASTeam, руководимый региональным 

менеджером FAASTeam (RFM). FAASTeam сотрудничает 

с авиационными компаниями и отдельными гражданами 

в целях концентрации усилий по предотвращению 

авиационных проис1 , ,с ствий и пропаганде культуры 

безопасности полётов. 

Для получения дополнительной информации о повышении 

безопасности полётов, учебно-тренировочных 

программах онлайн-центра, или чтобы присоединиться 

к FAASTeam, посетите веб-сайт www.faasafety.gov. 

Как получить помощь от FAA 

Обратиться в FAA за информацией можно по телефону, 

через Интернет/электронную почту или по 

почте. Бесплатный круглосуточный телефон FAA: 

1-866-TELL-FAA (1-866-835-5322). Адрес веб-сайта FAA: 

www.faa.gov. Частные лица могут также направить 

электронное сообщение представителю FAA в местном 

FSDO. Адрес электронной почты указан в нижней части 

главной страницы веб-сайта FAA. Письма можно направлять 

по адресу: 

Federal Aviation Administration 

800 Independence Ave, SW 

Washington, DC 20591. 

23


Справочные материалы FAA дополняют другие эксплуатационные издания, распространяющиеся 

по отдельной подписке или доступные в 

FAA выпускает большое количество разнообразных Интернете. 

справочных материалов, как для лётчиков-курсантов, 

так и для опытных пилотов гражданской авиации. 

Справочные руководства 

Помимо нормативных документов, доступных на вебсайте 

FAA, существует ряд других публикаций. Почти Справочные руководства содержат конкретную 

все справочные материалы доступны в Интернете на практическую информацию на определённую 

веб-сайте www.faa.gov. Справочные материалы в по- 

тему и могут использоваться в качестве учебных 

мощь пилотам издаются также коммерческими издательствами 

в печатном и онлайн-форматах. 

пособий (рис. 1-15). FAA публикует широкий спектр 

справочных руководств , которые можно разбить на три 

Сборник аэронавигационной информации (AIM) 

Сборник аэронавигационной информации (AIM) - 

официальное издание , которое содержит общую информацию 

о лётной практике и процедурах УВД для лётного 

состава, выполняющего полёты в Национальной 

системе УВД США (NAS) (рис. 1-14). Имеется также 

международная версия сборника, включающ ая в 

себя информацию о международных аэропортах. 

AIM содержит и другие полезные сведения, например, 

медицинские факты, вопросы безопасности 

полётов, словарь авиационных терминов и данные 

лётных происшествий. 

Издание распространяется на основе платной подписки, 

которую можно оформить Интернете по адресу 

http://bookstore.gpo.gov. 

Форма заказа содержится в начале сборника или может 

быть загружена из Интернета. Её следует направить 

на имя Начальника управления документаци и, 

Правительственная типография США. Сборник AIM 

U.S. Deparlmen! 

01 T1ansponalion 

~ ....... Uon 

M"' la l •tratюn 

Aeronautical 

l nformation 

February 16, 2006 

Manual OfficiaJGuide1o 

Basic Flighl lnformation and АТС Procedures 

Рис . 1-14. Сборник аэронавигационной информации 

-----..___ 

основные категории: 

• летательный апп арат; 

• авиация; 

• эксперты и инспекторы. 

Руководства могут быть приобретены в Управлении 

документации или загружены с сайта www.faa.gov/ 

regulations_policies/. Ав иационные справочные руководства 

публикуются также различными коммерчески 

ми авиакомпаниями. Руководства по эксплуатации 

ЛА , обычно называемые «эксплуатационными справочниками 

пилота» (ЭСП), разрабатываются производителями 

ЛА с последующим утверждением в FAA 

и относятся к конкретной марке и модели ЛА (имеют 

индивидуальный серийный номер) . Эта тема подробно 

рассмотрена в главе 8, «Руководства по лётной эксплуатации 

и другие документы» (рис . 1-16). 

Консультативные циркуляры (advisory circulars, АС) 

Консультативные циркуляры представляют собой единую 

стандартизованную информационную систему, 

используемую FAA для оповещения клиентов, авиационного 

сообщества и широкой общественности. 

Задачи , решаемые с помощью АС: 

• создание эффективных и понятных методов выполнения 

нормативных актов FAA; 

• стандартизация нормативов и согласование и х с 

межд ународным и правилами; 

• разъяснение смысла и значения нормативных 

актов; 

• реагирование на запросы государственных органов 

- например, Главного бюджетно-контрольного 

управления , 

Национального комитета безопасности 

перево з ок или Управления генерального 

инспектора ; 

• содейст в ие в эф ф е ктивном внедрении нормативных 

актов ; 

• разъя с н ени е тр еб о в аний и ограничений программы 

гр а нт ов FAA; 

• расшире ни е спе ктра стандартов, необходимых для 

обеспеч ен ия авиа ционной безопасности, включая 

безоп а с ное функ ционирование аэропортов. 

24

. . 

. ,· Сборник аэронавигацио~ной информаци~ , .. 

Сборник аэронавигационной информации содержит общие 

сведения о выполнении полётов и процедурах управления 

воздушным движением, при ме няющихся органами Национальной 

системы УВД США, Он также включает в себя информацию, 

полезную пилотам: медицинские факты, аспекты безопасности 

полётов и т . д. 

Advisory 

Circular 

SWj,l,ct~ ~-F~- О81.: 11 12.'И& 

Gi!МIII~ ll't llu'llo:ill>'J; М'S-OCO 

ТЬ.,at,.,~(Щ"PIAC'lfl"Y,t,_\."J~tГQfjlllщ.J\J,hl"''ll"'(I8" 

АС No: 61-65Е 

· ~:. Руководство nилота 7 инструктора ·.с •• • • 

Руководство пилота-инструктора содержит сведения, помогающие 

начинающему инструктору понять и при меня ть на практике 

базовые принципы обучения лётному мастерству, а также 

последнюю информацию по авиационному обучению в США. 

И нформация, содержащаяся в руководстве, может быть полезна и 

о пытны м инструкторам. 

.. 

~ Руководство по nолётам по _ППП . 

Руководство по полётам по ППП предназначено для инструкторов , 

преподающих полёты по приборам, и пилотам , готовящ имся 

к экзамену по полётам по ППП. Руководство содержит 

основную информацию , которую необходимо знать пилоту, 

осуществляющему полёты по ППП . 

. . . 

·. _ Руководство по методике nолётов по ППП . 

Руководство по методике полётов по ППП представляет собой 

технический справочник для профессиональны х пилотов, 

осуществляющих полёты по ППП , и содержит более широк ий 

спектр информации, чем руководство по полётам по ППП. 

Рис. 1-15. Примеры авиационных руководств. Многие из ни х 

доступны для бесплатного скачивания на веб-сайте FAA. 

Рис. 1-17. Пример консультативного циркуляра. 

Номер любого АС состоит из трёх частей и выглядит 

следующим образом: 25-42С. Первое число определяет 

тему АС и соответствует определённой части 14 CFR. 

Например , АС на тему « Сертификация: пилоты, полёты 

и наземные инструкторы» имеет номер АС 61-бSЕ. 

В рамка х каждой темы циркуляры имеют последовательную 

нумерацию. Число после дефиса представляет 

собой порядковый номер циркуляра. Третья часть номера 

- буква, которая присваивается вы пустившим 

АС органом и указывающая на порядковый номер издания 

(если в циркуляр вносились изменения). Первое 

издание циркуляра не имеет в своём номере буквы. 

Циркуляр , приведённый на рис. 1-17, являе тся пятым 

изданием, о чём свидетельствует букв а «Е». 

Авиационные издания 

FAA, в сотрудничестве с другими государственными 

органами, выпускает ряд изданий , важных для обеспечения 

безопасности полётов. На рис. 1-18 приведены 

некоторые примеры изданий, предназначенных 

для пилотов. 

... 

oшnER'S ffiRПURL 

_р 

щ 

Рис. 1-16. Эксплуатационные справочники пилота. 

Аэронавигационная информация для пилотов 

Извещения пилотам (НОТАМы) 

Срочная аэронавигационная информация , которая появилась 

после выхода постоянных изданий или не может 

быть включена в них по причине ограниченного 

срока действия, распространяется через национальную 

систему извещений пилотам (НОТАМ). НОТАМы 

25


содержат сведения , представляющие особую важность 

для обеспечения безопасности полётов, а 

также информацию, дополняющую материалы других 

изданий. 

НОТАМы подразделяются на две категории: дальнего 

действия (D) и центра обработки полётных 

данных (FDC). 

НОТАМы (D) распространяются всеми навигационными 

станциями, входящими в Национальную систему 

УВД, всеми аэропортами открытого пользования, гидроаэропортами 

и вертопортами, перечисленными в 

справочнике аэропортов и наземных служб (A/FD). Они 

включают в себя такую информацию, как : сведения 

о закрытых рулёжных путях; нахождении персонала 

или оборудования вблизи рулёжных дорожек; светосигнальном 

оборудовании, не соответствующем 

критериям инструментальной посадки 

системе визуальной индикации глиссады). 

НОТАМы FDC содержат поправки к 

(например, 

официальным 

схемам захода на посадку по приборам и другим действующим 

аэронавигационным картам. Они также 

могут использоваться для оповещения о 

временных 

ограничениях, вызванных такими факторами, как 

стихийные бедствия или крупномасштабные общественные 

мероприятия. 

НОТАМы распространяются в печатном виде по 

подписке, а также доступны в станциях службы 

обеспечения полётов и в Интернете по адресу https:// 

pilotweb.nas.faa.gov /distribution/atcscc.html (рис. 1-19). 

Сборник аэронавигационной информации {AIM) 

Некоторое время назад FAA создало систему извещений 

программы обеспечения безопасности (SPANS) - 

онлайн-службу, обеспечивающую быстрый и лёгкий 

доступ к информации о семинарах и других мероприятиях 

FAA. Система SPANS пришла на смену существовавшей 

до этого системе рассылки оповещений 

по почте в печатном формате. Переход к Интернеттехнологиям 

позволил упростить и ускорить доступ к 

информации, одновременно снижая материальные издержки 

FAA. Система SPANS открыта для бесплатного 

доступа и позволяет зарегистрироваться для получения 

оповещений о новых мероприятиях. Для получения 

дополнительной информации о SPANS посетите 

веб-страницу www.faasafety.gov/SPANS/. 

Типы и категории ЛА 

Сверхл ё гкие транс п орт н ы е средства 

Сверхлёгкие ЛА (рис. 1-20) могут носить название 

«транспортных средств», если они не подпадают по регламентацию 

FAA. Это происходит в случаях, если ЛА: 

• является одноместным; 

IJt,IТEO $TATES 

,, " , '" ,•и , ' 

AIRPORТIFACILITY DIRECTORY 

SOUTHWEST U.S. 

sw 

" 

~~~"::~\O!ln 

.._..........,,..~..,............... .l'lla~ ...,_ 

' ... "" ~~·?, ....'9т' 

"1;,1"".-Ф...::f~.-:Т~~~ 

м_ ,.. ,~.-.,,s.,.- ......... 1 - 

~~~~-~!'А =Е~~4~ 

--~l- ·-- 

- 

~ .... ...... 

Рис . 1-18. Слева направо: секционная аэронавигационная карта для полётов по ПВП; карта для полётов по ППП; 

справочник A/FD (с примером страницы). 

26


u.s.~ 

af Tt~ 

,_,, 

- 

..... 

NOTICESTO 

AIRМEN 

Domestic/1 nternational 

February 15, 2007 

Na1luш: 

N()fi«ftoA.it'- Wblм III IJtl1/lflNintNOllllfl'f•.'OT /ivt1tdlчflft pU(lf 1.#kf/,ltD 

ШW


оснащён необходимым бортовым оборудованием, а пилот 

имеет лицензию пилота-любителя и медицинский 

сертификат классом не ниже третьего. 

Лицензирование пилотов 

Лётная лицензия даёт пилоту право на осуществление 

лётной деятельности , характер которой зависит от 

вида лицензии. Требуемые уровень лётной годности , 

подготовка, опыт и процедура сдачи сертификационного 

экзамена также варьируются в зависимости от 

вида лицензии (рис. 1-22). 

, - UNITED STATES-OF AMERICA х, ........' 

JVrel',.::;:;:mOf' ~МliSl'Of!TAТIOrl • FfOflW.AV IATIONAIJ№NJSТRAflOtl ~;,:, 1 

JOНN О PU81JC ХХЮ(ХХХХХХХХХХХХХХХ ХХХХХХХХХХХХХХХХ 

V A!IOAESS XJOOOQO(J()(XXJOOOO\ERCISe1'Щ PRIV11.EGSS0f' 

" ~нт Е;Жi1NЕщ, 

111 Cf 11f1fIOA1Ei 

Х МJFOF- ISSIJE 1 

Xl\f 

\1111,..: 

- 

~~X):XXXJCOOo:XX~X.XJ(XUOOXIOI. XJ{XJ():XXXX \ 

X1JAATINOS 

~nxxxxx~nxxxn 

X):11.)1:;n'XX'.ЮCXXXX)OOfXXXltXЦXXXXXUXX:~Ц:()t~:Qx)tЦ:Q,JO(X:(XX XJ()(X 

nx,:un.xnxj(}CWXXЦX:x;t)(x.xn;цxxxxx_,:x;ic,:x ;(:(C.xщxIOQC~ :Ql\ xi:x: ."(К X 

XXJIIOCX~)Q(X)OOt'QQQЦ(~XXXXXXX~IOOOiXXXXXX XJU: 

~l(IQOOQQl:~xxx;o;x 

~x~nxxxxxxxx:xxxxxюoooooorxxxxnxnroxxx 

~~'!СХ'(У)(')ОО!)'ХХХХ~ХХ 

~XX~!l':~rxnю(~~ 'XX 

~~~unn'XXIUl:й:xц,cx,,o,nx,:xm:dXX)cX):xx 

~uмrr•t10N& 

",.."',.."'х"~""11•"'••"'11хх°'хххх""'"'-""""""""".,. '!'1ОООООtХЦ.Юс,q)"""хх"""х=:: 

xx,:a::ц~)QUOCUUxgx.xµ:)l:ц.u:1:JCUJUOOCXXUЖXXX,Цl,J(~xxx:«uxxxxxxxxx x 

ЦХПU'С(~ 

~XO'UВXKYOXXUXUXXl(1(,)0l'Q:XXX)OtXXX.X-XU,' JC"XXXXX 

ц~юr..:~ФIOUtXXXК~.tJCJIЭQ:~~xxJt:;,; ,:~~ 

j 

vns~тun e 

Of'НOI.D• A 

Р ис. 1-22. Лицевая (вверху) и оборотная стороны 

лётной лицензии FAA. 

Спо рти в н а я лётн ая л ицензи я 

Для получен и я 

спортивной лицензии лётчик-курсант 

должен иметь следующий авиационный опыт (в зависимости 

от типа ЛА): 

• са молёт - 20 часов налёта; 

• парамотор - 12 часов налёта; 

• ЛА , управляемый переносом массы тела (мотодельтаплан) 

- 20 часов; 

• планёр - 10 часов; 

• винтокрылый ЛА (только автожиры) - 20 часов; 

• ЛА легче воздуха - 20 часов (дирижабль) или 

7 часов (неуправляемый аэростат). 

Другие требования : 

• начать лётное обучение могут лица, достигшие 

16 лет (для планёров - 14 лет) ; 

• пройти экзамен на получение спортивной лицензии 

могут лица, достигшие 17 лет (для планёров - 

16 лет) ; 

• необходимо уметь читать, писать и понимать 

по-английски; 

• необходимо иметь действующее водительское удостоверение 

(в качестве подтверждения годности 

по состоянию здоровья). 

Лицен з ия пил ота-лю б ителя 

Ри с. 1-21 . Некоторые примеры LSA (сверху вниз): автожир; ЛА , 

управляемый переносом массы тела; парамотор. 

Получить лицензию пилота-любителя могут лица , 

удовлетворяющие следующим требованиям: 

28


• достигшие 17 лет (16 лет для полётов на планёре 

или неуправляемом аэростате); 

• умеющие читать, писать, говорить и понимать 

по - английски; 

• сдавшие надлежащий квалификационный экзамен 

(теоретический и практический); 

• соответствующие требованиям аэронавигационной 

подготовки; 

• имеющие лётную книжку с о тметкой инструктора; 

• имеющие медицинский сертификат третьего 

класса, выданный согласно положениям 14 CFR, 

часть 67 (кроме планёров и неуправляемых аэростатов 

- для них медицинское освидетельствование 

не требуется). 

После прохождения дополнительного обучения 

согласно 14 CFR, раздел 61.lOl(c), пилоты -люби 

тели могут совершать маршрутные полёты на 

расстоя ние до 50 морских миль (93 км) 

от аэропорта 

вылета. Дополнительные ограничения включают 

в себя запрет на полёты в ночное время и в зона х 

в озду шного пространства, управляемых службами 

УВД . 

Пилот -любитель должен иметь налёт не менее 30 часов 

. Этот налёт должен включать в себя , как минимум: 

• 15 часов налёта с инструктором; 

• 2 часа маршрутного налёта; 

• 3 часа подготовки к практическому экзамену; 

• 3 часа одиночного налёта. 

Рис. 1-23. Пример ЛА, который имеет п раво п илот ировать 

частный пилот. 

Лицензи я частного пилота 

Частный пилот имеет право на выполнение полётов в 

л ичных целях и при от сутствии денежного вознаграждения 

(за исключением некоторых особых случаев) . 

Среди ведущих лётную деятельность пилотов большинство 

имеют именно эту лицензию. Лицензия частного 

пилота позволяет управлять любым ЛА (в рамках 

соответствующего класса) в некоммерческих целях и 

д аёт пилоту почти неограниченные п рава на полёты 

по ПВП. Пилоту разрешается перевозить пассажиров 

и совершать полёты в би знес -целях; однако , получение 

вознаграждения за лётные услуги запрещено, хотя 

пассажиры могут оплачивать пропор ц иональную долю 

полётных расходов (например, стоимость топлива или 

аренды ЛА) . Частный пилот должен пройти обучение 

согласно 14 CFR, часть 61 и иметь налёт не менее 40 часов, 

включая 20 часов налёта с инструктором и 10 часов 

одиночного налёта (рис. 1-23). 

Рис . 1-24. ЛА комбинированного типа. 

Коммерческая лётная лицензия 

Пилот с коммерческой лицензией может получать воз 

награждение за лётные услуги. Подготовка к получению 

такой лиценз ии предполагает достаточно глубокое 

знание бортовых систем ЛА и более высокие стандарты 

лётного мастерства. Сама по себе коммерческая лётная 

лицензия не даёт пилоту прав а на полёты в сложных 

метеоусловиях (СМУ), и пилот без рейтинга полётов по 

приборам может совершать полёты только в дневное 

время на расстояние не более 50 морских миль (93 км). 

Пилот с коммерческой лицензией должен уметь 

управлять ЛА комбинированного типа и иметь достаточный 

налёт на таких ЛА (или ЛА с газотурбинным 

двигателем). Практический экзамен (по крайней мере, 

частично) проходит на ЛА комбинированного типа . ЛА 

комбинированного типа должны иметь убирающееся 

шасси , подвижные закрылки и воздушный винт изме 

няемого шага . Для получения дополнительной информации 

см . 14 CFR, часть 61, раздел 61.31(с) (рис. 1-24). 

Лицензия пилота авиалиний 

Для получения лицензии пилота авиалиний (АТР) 

требуется наивысший уровень лётной подготовки. 

Лицензия АТР необходима для выполнения обязанностей 

командира воздушного судна авиакомпании, 

осуществляющей регулярные рейсы. Минимальный 

налёт для получения лицензии составляет 1500 часов . 

Помимо этого, пилот должен быть старше 23 лет, уметь 

29


Рис. 1-25. Самолёт, управляемый пилотом с лицензией АТР. 

читать, писать, говорить и понимать по-английски и 

иметь «высокие моральные устои» (рис. 1-25). 

Выбор лётной школы 

Выбор лётной школы - важная часть процесса подготовки 

пилота. Лётное обучение в США ведут как сертифицированные 

FAA лётные школы, так и не имеющие 

такого сертификата, а также независимые пилоты-инструкторы. 

Всё обучение производится под надзором 

FAA и согласно положениям 14 CFR, части 141 и 61. 

Лётные школы, действующие согласно 14 CFR, часть 61, 

сертифицируются FAA. Сертификация является добровольной. 

Для получения сертификата школа должна 

соответствовать жёстким требованиям в отношении 

персонала, оборудования, технического обслуживания 

и учебных помещений, а также вести преподавание 

согласно учебно-тренировочному процессу, утверждённому 

FAA. Сертифицированные школы могут 

иметь рейтинг наземных или лётных. Помимо этого 

школы могут получить право проводить практические 

(лётные) и теоретические (компьютерные) экзамены. 

Консультативный циркуляр АС 140-2, «Перечень лётных 

школ, сертифицированных FAA», содержит список 

сертифицированных наземных и лётных школ, а также 

учебных курсов, предлагаемых каждой из них. С циркуляром 

АС 140-2 можно ознакомиться на веб-сайте 

FAA по адресу www.faa.gov. 

Поступление в лётную школу, действующую согласно 

14 CFR, часть 141 гарантирует качественное, систематическое 

обучение на основе структурированного подхода 

к учебному процессу. Школы обязаны документировать 

все этапы учебного курса и утверждать их в FAA. 

Такая структура обучения позволяет сертифицированным 

школам подготавливать курсантов к экзаменам в 

более короткий срок, что означает снижение стоимости 

обучения. Например, минимальные требования 

для получения лицензии пилота-любителя составляют 

35 часов налёта при обучении в школе, сертифицированной 

согласно 14 CFR, часть 141, и 40 часов налёта - 

для школы, действующей по 14 CFR, часть 61. (Для лицензии 

пилота-любителя эта разница может оказаться 

несущественной, поскольку в среднем по стране большинству 

курсантов-пилотов требуется от 60 до 75 часов 

лётной практики). 

Многие высококлассные лётные школы не видят необходимости 

в сертификации по 14 CFR, часть 141 и 

ведут обучение согласно положениям 14 CFR, часть 61. 

14 CFR, часть 61 содержит требования к лицензированию 

и присвоению рейтинга пилотам, проходящим 

обучение в несертифицированных лётных школах и 

у частных пилотов-инструкторов, а также устанавливает 

параметры теоретического обучения и налёт для 

получения различных лётных лицензий и рейтингов. 

Лётные школы и пилоты-инструкторы должны вести 

обучение согласно обязательным нормативам и стандартам, 

устанавливаемым 14 CFR, часть 61. 

Преимуществом лётного обучения согласно 14 

CFR, часть 61 является гибкость учебного процесса. 

Программа обучения может разрабатываться индивидуально 

для каждого курсанта, поскольку 14 CFR, 

часть 61 определяет только необходимый минимум 

налёта и теоретической подготовки, оставляя организацию 

обучения на усмотрение школы. Такая гибкость 

может быть и недостатком: обучение у инструктора, 

неспособного надлежащим образом организовать 

учебно-тренировочный процесс, может потребовать 

от пилота-курсанта дополнительных затрат времени и 

средств. Чтобы избежать этой проблемы, следует удостовериться, 

что у инструктора имеется хорошо документированная 

программа учебной подготовки. 

Как найти хорошую лётную школу 

Для получения информации о подготовке пилотов, обратитесь 

в местное управление FSDO, которое ведёт 

реестр всех лётных школ в своём регионе. Выбор лётной 

школы зависит от вида лицензии, на получение 

которой рассчитывает курсант, и от того, намерен ли 

он выполнять полёты в личных целях или намерен 

стать профессиональным пилотом. Ещё один важный 

фактор - количество времени, которое курсант может 

уделить обучению. Наземное и лётное обучение 

должно проходить с максимальной частотой и регулярностью, 

поскольку только такой подход позволяет закрепить 

в памяти полученные знания и овладеть лётным 

мастерством. 

Не следует принимать решение, основываясь исключительно 

на стоимости обучения, поскольку от 

качества подготовки зависит очень многое. Перед принятием 

окончательного решения посетите выбранные 

30


вами лётные школы и побеседуйте с их руководством, 

инструкторами и курсантами. 

В процессе выбора школы нужно действовать активно 

и настойчиво. Соберите необходимую информацию 

, просмотрите авиационные журналы и поговорите 

со знакомыми пилотами. На основании полученных 

сведений составьте список вопросов. Один их важных 

параметров - надёжность используемых при обучении 

ЛА. Поинтересуйтесь у курсантов школ, в каком 

состоянии находятся ЛА, на которых они проходят лётную 

подготовку. 

Определите , насколько удобно для вас учебное 

расписание школы . Каковы рабочие часы школы? 

Располагает ли школа оборудованными аудиториями 

для наземного обучения согласно требованиям FAA? 

Есть ли помещения для предполётного инструктажа, 

разбора и анализа полётов? 

Изолированы ли эти помещения? 

Позволяют ли они создать спокойную атмосферу, 

в которой инструкторы могут обсудить с курсантами 

выполненный полёт, не вызывая у последних 

ощущения неловкости? 

Пройдите по помещениям школы и осмотрите их. 

Запишите полученную информацию, не спеша обдумайте 

и проанализируйте её - и только после этого 

принимайте решение. Активный подход к выбору лётной 

школы позволит курсанту выбрать учебное заведение, 

в максимальной степени соответствующее его 

целям и предпочтениям. 

Как выбирать сертифицированного 

пилота-инструктора (СПИ) 

Вне зависимости от того, проходит курсант обучение 

согласно 14 CFR часть 141 или часть 61, эффективность 

программы зависит от качества наземной и лётной 

подготовки, обеспечиваемой лётчиком-инструктором. 

Инструктор несёт полную ответственность за обучение 

курсанта в полном соответствии со стандартами, 

определяемыми процедурой лицензирования. 

СПИ должен понимать методику обучения, знать 

основы педагогики и уметь строить эфф ективное взаимодействие 

с пилотом-курсантом. Пилот, сдающий 

экзамен на лицензию инструктора , проходит практическую 

проверку этих навыков в 

конкретных ситуациях 

учебного процесса. Лётчик-инструктор является 

ключевой фигурой ситуативных тренировочных программ, 

одобренных FAA. В процессе обучения он выступает 

в качестве советника и проводника для курсанта. 

Обязанности и полномочия лётчика-инструктора 

включают в себя следующее: 

• поэ тапное выполнение ситуативной тренировочной 

программы; 

• обучение курсанта основам планирования и 

выполнения полёта, вырабатывание у него навыков 

объективной оценки собственных действий; 

• тренировка способности курсанта применять 

полученные теоретические знани~ в реальных 

ситуациях; 

• определение сложностей в обучении и помощь в их 

преодолении; 

• оценка достижений курсанта в ходе учебного процесса 

и их документирование; 

• постоянный анализ хода учебного процесса. 

При возникновении у курсанта ощущения, что выбранный 

им СПИ не владеет методикой лётного обучения, 

или в случае несоответствия рабочих расписаний 

курсанта и инструктора, необходимо обратиться 

к другому СПИ. Правильный выбор СПИ очень важен, 

поскольку знания и опыт, 

приобретённые курсантом 

под руководством инструктора, могут оказать влияние 

на всю его лётную карьеру. 

Пилот-курсант 

Первый шаг к тому, чтобы стать пилотом, заключается 

в выборе типа ЛА. От этого зависят правила получения 

лицензии пилота. Выбирать можно между 

самолётами, автожирами, ЛА, управляемыми переносом 

веса, вертолётами, парамоторами, планёрами, 

неуправляемыми аэростатами и дирижаблями. Для 

пилотирования сверхлёгких транспортных средст в 

лицензия не требуется. 

Основные требования 

Пилот-курсант - это пило т , готовящийся к экзамену 

на получение лицензии под руководством 

лётчика-инструктора и, 

при определённых условиях, 

имеющий право на одиночные (самостоятельные) полёты. 

Для получения объединённого медицинского 

сертификата и сертификата пилота-курсанта необходимо 

обратиться к авторизованному FAA специалисту 

врачебно-лётной экспертизы и пройти медицинский 

осмотр. 

Сертификат пилота-курсанта может быть выдан 

инспектором FAA или назначенным FAA пилотомэкзаменатором 

. Для получения сертификата пилотакурсанта 

необходимо соответствовать следующим 

требованиям: 

• быть старше 16 лет 

(для пилоти рования планёра 

или неуправляемого аэростата - старше 14 лет); 

• уметь читать, писать, говорить и понимать 

по-английски ; 

• иметь медицинский сертификат третьего 

класса 

(для пилотирования планёра или неуправляемого 

аэростата - документ, подтверждающий отсутствие 

медицинских противопоказаний). 

31


Требования медицинской сертификации 

Второй шаг к тому, чтобы стать пилотом, - это получение 

медицинского сертификата и сертификата пилотастудента 

(если выбран самолёт, вертолёт, автожир или 

дирижабль). (FAA рекомендует получить медицинский 

сертификат до начала лётного подготовк и, чтобы избежать 

расходов на обучение, которое не будет возможности 

завершить по медицинским показаниям). Пилоты 

неуправляемых аэростатов и планёров освобождены 

от получения медицинского сертификата, но обязаны 

подать письменное заявление, удостоверяющее, что 

медицинских противопоказаний к пилотированию 

этих ЛА не имеется . Пилоты новой спортивной кате 

гории не обязаны получать медицинский сертификат; 

доказательством надлежащего состояния их здоровья 

служит водительское удостоверение . Заявители, 

не соответствующие установленным требования м 

или имеющие физические недостатки, которые ограничивают, 

но не исключают полностью выполнение 

функций пилота, должны обратиться в ближайший 

филиалFАА . 

Для получения медицинского сертификата необходимо 

пройти медицинский осмотр, проводимый врачом, который 

является сертифицированным FM специалистом 

в рачеб но -лётной экспертизы (СВЛЭ). В США примерно 

шесть тысяч сертифицированных СВЛЭ. Медицинские 

сертификаты бывают трёх классов, с первого по третий. 

Обычно , сертификаты первого класса необходимы пилотам 

транспортных авиалиний, второго класса - пилотам 

коммерческих пассажирских авиакомпаний, третьего 

- курсантам и пилотам-любителям . Сертификат 

пилота - курсанта выдаётся СВЛЭ после первого меди 

цинского осмотра . Этот сертификат позволяет курсанту, 

проходящему обучение под руководством лётчика - инструктора, 

выполнять одиночные (самостоятельные) 

полёты при определённых условиях. При выполнении 

таких полётов курсант всегда должен им еть сертификат 

при себе. Сертификат действителен до первого дня месяца 

в течение 24 месяцев после выдачи. 

одиночных полётов от курсантов требуются определённые 

минимальные аэронавигационные знания и 

опыт . 

Как стать пилотом 

Курс обучения, который должен пройти пилот-курсант, 

определяется типом лицензии, которую он намеревается 

получить . Этот курс включает в себя наземную 

и лётную подготовку, необходимую для получения 

знаний и опыта, которыми должен обладать сертифицированный 

пилот выбранной категории и класса ЛА. 

Описание знаний и навыков, требующихся для различ - 

ных категорий и классов ЛА, приведено в 14 CFR, часть 

61, «Сертификация пилотов, лётчиков-инструкторов и 

наземных инструкторов». 

• Требования для получения лицензии пилота-лю 

бителя приведены в подразделе D. 

• Требования для получения лицензии частного пи 

лота приведены в подразделе Е. 

• Требования для получения спортивной лётной лицензии 

приведены в подразделе J. 

Основой теоретической части обучения являются 

учебные и справочные материалы FAA (например , настоящая 

книга), а также другие источники, которые 

можно получить в печатном виде в Управлении доку 

ментации, а также загрузить с веб-сайта отдела нормативно-правового 

обеспечения по адресу: http:// 

www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/avs/ 

offices/afs/afsбOO/. 

В процессе обучения СПИ могут использовать комм 

ерческие материалы, особенно в те х случаях, когда 

официальные источники ограничены. В процессе обуче 

ния пилот-курсант должен следовать рекомендациям 

инструктора в отношении выбора источников 

и последовательности их изучения. Планирование 

учебной программы и неукоснительное её выполнение 

позволяют достичь хороших результатов на квалифи 

кационном экзамене. И напротив, беспорядочный, хаотичный 

процесс обучения обычно приводит к неудов 

летворительным ре зультатам. 

Условия выполнения пилотами-курсантами одиночных полётов 

Как только курсант приобрёл необходимые знания и 

опыт , СПИ может дать разрешение на ограниченный 

самостоятельный полёт в ЛА конкретной марки и мо 

дели. Пилот-курсант не имеет права перевозить пассажиров 

или выполнять полёт с деловыми целями и 

обязан подчиняться ограничениям, установленным 

СПИ. К лицам, п олучающим сертификат пилота-курсанта, 

не предъявляется никаких требовани й , за исключением 

наличия медицинского сертификата соответствующего 

класса. В то же время, для выполнения 

Помимо аэронавигационных знаний (например, 

принципов полёта), от курсанта требуется умение выполнять 

пилотажные манёвры . Уровень лётного ма 

стерства и налёт определяются выбранной лётной 

• в 

категорией и классом ЛА. Обучение практике пилотажных 

манёвров проходит в четыре этапа: 

• СПИ объясняет курсанту суть манёвра и демонстрирует 

его; 

процессе выполнения манёвра СПИ комментирует 

свои действия; 

• курсант отрабатывает выполнение манёвра под наблюдением 

СПИ; 

32


• СПИ даёт курсанту разрешение на отработку манёвра 

в одиночном режиме. 

После того , как пилот-курсант продемонстрирует 

достаточный уровень теоретической подготовки, достигнет 

надлежащего мастерства в выполнении пилотажных 

манёвров и получит необходимый налёт, СПИ 

визирует его лётную книжку, давая курсанту допуск к 

письменному и практическому экзаменам на получение 

лицензии пилота. 

Теоретический и практический экзамены 

Теоретический экзамен 

Теоретический экзамен на получение лицензии пилота 

проводится в форме компьютерного тестирования . 

Тест состоит из вопросов объективного характера , на 

каждый из 

которых предлагается несколько ответов. 

Необходимо выбрать правильный ответ. Такой способ 

тестирования экономит время экзаменуемого, ис 

ключает влияние субъективного фактора на оценку 

знаний курсанта и ускоряет определение результатов 

экзамена. 

Лицам, намеревающимся сдать экзамен на пол учении 

лицензии пилота-любителя или частного пилота , 

необходимо ознакомиться со следующими нормативными 

документами: 

• 4 CFR, часть 61, раздел 61.23, «Медицинские сертификаты: 

требования и период действия»; 

• 14 CFR, раздел 61.35, «Теоретический экзамен: обязательные 

требования и проходной балл»; 

• 14 CFR, раздел 61.83, «Требования годности для 

Когда именно сдавать экзамен 

Прохождение теоретического экзамена принесёт максимальную 

пользу и будет наиболее успешным , 

если 

сдават ь его после начала учебно-тренировочных полётов. 

Поэтому FAA рекомендует обращаться за прохождением 

тестирования после того , как курсант выполнит 

одиночный маршрутный полёт. Практические 

знания , полученные в ходе такого полёта, могут дать 

курса нту определённые преимущества при прохождении 

теоретического экзамена . Для определения наиболее 

благоприятного момента для сдачи экзамена рекомендуется 

посоветоваться со СПИ. 

Где сдавать экзамен 

На территории США существует несколько сотен цен 

тров т естирования, 

уполномоченных FAA принимать 

теоретические экзамены на получение лицензии 

пилота . Прохождение экзаменов является платной 

услугой. Полный список центро в тестирования, их 

адреса и телефонные номера м ожно получить на сайте 

FAA по адресам http://www.faa.gov/ training_testing/ 

testing/ или http://www.faa.gov/ licenses_certificates/ 

airmen_certification/ airmen_FAQ/. 

За этой информацией также можно обратиться в 

местное отделение FSDO. Если пилот-курсант проходит 

обучение в лётной школе, действующей согласно 

14 CFR, часть 141 и имеющей полномочия на принятие 

экзаменов, теоретический экзамен входит в учебное 

расписание. 

пилотов-курсантов ». 

Лицам, намеревающимся сдать экзамен на получение 

лицензии пилота-любителя, следует также ознакомиться 

с 

14 CFR, раздел 61.96, «Требования годности: 

общие положения», а сдающим экзамен на лицензию 

частного пилота - 14 CFR, раздел 61.103, «Требования 

годности: общие положения ». Примеры экзаменаци 

онных вопросов можно получить на веб-сайте FAA по 

адресу: http://www.faa.gov/ training_testing/ testing/ 

airmen/ test_questions/. 

Для прохождения экзамена необходимо зарегистрироваться 

и представить документы , удостоверяющие 

личность. Заявителям предлагается возможность 

пройти пробный тест без ограничения времени . Время 

выполнения экзаменационного теста ограничено, но 

большинству экзаменуемых его вполне достаточно, 

чтобы выполнить и проверить свою работу. После выполнения 

теоретического теста заявитель получает 

заверенный печатью отчёт о прохождении теоретического 

экзамена, в котором отражены результаты тестирования 

. Для успешного прохождения экзамена нужно 

набрать не менее 70 очков . 

Практический экзамен 

Методика проведения практических лётных экзаменов 

и оценки их результатов разработана FAA (рис. 1-26). 

Эти экзамены проводятся инспекторами и официальными 

экзаменаторами (DPE) FAA. Практические навыки 

и умения , которые должен продемонстрировать 

курсант в ходе экзамена , описаны в 14 CFR, часть 61. 

Поскольку FAA требует, чтобы все практические экзамены 

проводились в соответствии со стандартами 

практического тестирования (PTS) и регламентациями, 

приведёнными во введении к сборнику PTS, в процессе 

обучения курсанту необходимо ознакомиться с 

этим сборником . 

Сборник PTS является пособием по приёму экзаменов 

и не предназначен для использования в качестве 

программы лётной подготовки. Лётчик-инструктор 

несёт ответственность за то , чтобы курсант был подготовлен 

в соответствии с установленными стандартами. 

Описание заданий и информация о том, как выполняются 

конкретные процедуры и манёвры, содержится в 

33


COMMERCIAL PILOT 

Praclle-11\ Test St,ndards 

,.~,... 

FllGнт INSTF{ucтoR 

Pracuca, T1tst Standarr1s 

fo, 

GLIDE,t 

-.... 

на получение лицензии пилота и/или рейтинга с 

рекомендацией лётчика-инструктора; 

• отчёт о прохождении теоретического экзамена с 

оценками не ниже «удовлетворительно »; 

• меди цинский сертификат (для планёров и неуп 

равляемых аэростатов не требуется) и сертификат 

пилота -курсанта с разр е шением лётчика - инструктора 

на выполнение одиночных и одиночных 

маршрутных полётов (для самолётов и винтокрылых 

ЛА) на ЛА марки и модели, который будет использоваться 

во время практ ического экзамена 

Рис. 1-26. Примеры стандартов практического тестирования. 

учебной и справочной литературе (например, в настоящей 

книге). Перечень справочных документов приведён 

во введении к сборнику PTS. Сборник можно получить 

следующим образом: 

• загрузить с веб - сайта FAA по адресу www.faa.gov; 

• приобрести печатн ую версию в Правительственной 

типографии в Питтсбурге, штат Пенсильвания , 

или в её интернет-магазине по адресу www.access. 

gpo.gov. 

Умение выполнять пилотажные манёвры, перечисленные 

в 14 CFR, часть 61, являются стандартным 

требованием для получения лицензии пилота. 

Практические требования, содержащиеся в сборнике 

PTS, подразделяются на «облас ти практических навыков 

». Эти «обл асти » представляют собой ступени практического 

экзамена, выполняемые в логической последовательности 

и в соответствии со стандартами. 

Экзамен начинается с предполётной подготовки и 

заканчивается послеполётны ми процедурами . Каждая 

область практических навыков содержит задания, целью 

которых является проверка знаний пилота, 

владения 

лётными процедурами и умения выполнять 

пилотажные манёвры в рамках данной области. Для 

(для кандидатов на получение спортивной лицензии 

- водительское удостоверение или медицинский 

сертификат); 

• лётную книжку пилота; 

• выпускной сертификат лётной школы (если таковой 

выдаётся). 

Кандидат должен обеспечить полётопригодный ЛА с 

бортовым оборудованием, соответствующим областям 

практически х навыков , которые будут проверяться в 

ходе экзамена. От него также потребуют предъявить и 

дать объяснения по поводу следующих докум ентов : 

• регистрационный сертификат ЛА; 

• сертификат лётной годности ЛА; 

• перечень эксплуатационных ограничений ЛА 

или утверждённое FAA руководство по лётной 

эксплуатации; 

• список бортового оборудования ЛА; 

• данные о весе и балансировке; 

• журнал технического обслуживания; 

• необходимые директивы по лётной годно сти. 

Подробная информация о пилотажных манёврах 

и эксплуатационных стандартах содержится в сборнике 

PTS для конкретного класса лицензии и типа ЛА. 

Сборники можно загрузить бесплатно с веб-сайта FAA 

по адресу www.faa.gov или приобрести в печатном виде 

в Управлении документации или книжных магазина х 

Правительственной типографии. 

получения лицензии пилота кандидат должен продемонстрировать 

надлежащие знания и навыки во всех 

областях. 

Кто проводит практический экзамен FAA? 

Когда сдавать практический экзамен 

14 CFR, часть 61 содержит требования к опыту и знаниям 

курсанта, необходимым для прохождения практического 

экзамена на получение лицензии того или 

иного класса . Однако, окончательное решение о гото в 

ности курсанта к практическому экзамену принимает 

СПИ. Подготовка к практическому экзамену является 

важной частью учебно-тренировочного процесса. 

Кандидат обязан представить следующие документы: 

• форму FAA 8710-1 (8710.11 для кандидатов на получение 

спортивной лётной лицензии), заявление 

В силу значительной загрузки штатных сотрудник о в 

местных управлений FSDO, практические лётные экзамены 

обычно проводятся официальными экзаменаторами 

FAA (DPE). Кандидат должен согласоват ь 

время проведения экзамена, чтобы избежать накл а 

док. Список экзаменаторов можно получить в местно ы 

уп равлении FSDO. Поскольку DPE не получают от государства 

оплаты за проведение экзаменов и обработ к ~· 

их результатов , экзаменаторам разрешается взимать с 

кандидатов обоснованную плату. Если практически й 

экзамен принимается инспектором FAA, плата за ег о 

проведение не взимается. 

34


Функции сертифицированного пилота-инструктора 

Функции официального пилота-экзаменатора (DPE) 

Чтобы стать СПИ, пилот должен соответствовать тре - 

. бованиям 14 CFR, часть 61. FAA возлагает полную ответственность 

за лётное обучение курсантов на СПИ, 

которые являются важнейшим звеном системы авиационной 

безопасности. Задача инструктора - передать 

курсанту знания и навыки, необходимые для 

того, 

чтобы он мог стать лицензированным пилотом 

и выполнять полёты в соответствии со стандартами 

безопасности Национальной системы УВД. Учебнотренировочная 

подготовка включает в себя пилотажные 

навыки, 

основы методики принятия решений и 

практики выполнения полёта. 

Лётная тренировочная прогр амма во многом зависит 

от уровня наземной и теоретической подготовки курсанта. 

Инструктор должен обладать глубоким пониманием 

учебного процесса, знать основы педагогики и 

уметь эффективно взаимодействовать с пилотом-кур 

сантом . В своей работе лётчики-инструкторы обычно 

используют методику, называемую «методом кирпичиков». 

Согласно этой методике, курсант в процессе обучения 

движется от известного к неизвестному таким 

образом, что каждый новый элемент знания основан 

на принципах, определяемых полученными ранее зна 

ниями или навыками. Таким образом, узнавая нечто 

новое, курсант одновременно расширяет область применения 

принципов и процед ур, с которыми он познакомился 

до этого. 

Для курсанта лётчик-инструктор является 

ролевой 

моделью: курсант перенимает подходы и методики, 

демонстрируемые инструктором как во время обучения, 

так и при выполнении обычных лётных операций. 

Сознательно или бессознательно, курсант пытается 

имитировать пов едение инструктора. По этой при 

чине , лётчик-инструктор обязан во время полётов придерживаться 

общепринятых методов обеспечения безопасности 

и выполнять все требования нормативных 

документов. 

Пилот-курсант должен . быть готов к тому, что придётся 

потратить значительное время, усилия и средства, 

прежде чем он сможет претендовать на получение 

лицензии пилота. Зачастую эффективность работы инструктора 

и успешность программы лётной подготовки 

оценивают по проценту успе шной сдачи практического 

экзамена среди обучающихся у него курсантов. 

Компетентный лётчик-инструктор не устаёт подчёркивать, 

что практический экзамен - это образец лётного 

мастерства курсанта, ограниченный очень коротким 

периодом времени. Цель настоящего инструктора - 

DPE играют важную роль в обеспечении авиационной 

безопасности, проводя официальные практические 

экзамены на получение лицензии пилота и 

пилота-инструктора. Проведение этих экзаменов 

является прерогативой инспекторов FAA. Однако, 

наивысшим приоритетом для FAA является обеспечение 

безопасности воздушных перевозок путём 

тщательно го инспектирования ЛА, осуществляющих 

полёты в воздушном пространстве США. Для выполнения 

задач по тестированию и сертифика ции пилотов, 

FAA делегировало некоторые из обязанностей 

инспекторов лицам, не являющимся её штатными 

сотрудниками. 

В соответствии с 14 CFR, раздел 183.23, DPE- это пилот, 

который соответствует квалификационным требованиям 

Руководства пилота-экзаменатора, прика зу по 

FAA №8710.3, а также: 

• является технически квалифицированным; 

• имеет необходимые категорию, класс и рейтинг 

для эксплуатации ЛА , используемых для практических 

экзаменов; 

• соответствует требованиям 14 CFR, часть 61, разделы 

61.56, 61.57 и 61.58; 

• имеет необходимую квалификацию для выполне 

ния функций КВС на всех ЛА, эксплуатировать которые 

он имеет пра во; 

• имеет медицинский сертификат классом не ниже 

третьего (если таковой требуется); 

• имеет лицензию лётчика-инструктора (если таковая 

требуется). 

Проводя экзамены и сертификацию п илотов, DPE 

имеет право взимать обоснованную плату за свою работу. 

Как правило, прерогативы DPE ограничены приёмом 

заявок и проведение практических экзаменов на 

право получения лицензии пилота и /или рейтинга. 

Большинство пр актических экзаменов на получение 

лицензии пилота частного или коммерческого уровня 

проводятся DPE. 

Кандидаты в DPE должны обладать хорошей профессиональной 

репутацией, продемонстрировать желание 

работать на благо общества и неукоснительно соблюдать 

регламентации и процедуры FAA. FAA делает всё 

необходимое, чтобы практические экзамены, проводимые 

DPE, выполнялись с той же степенью профессионализма, 

по тем же методикам и в соответствии с теми же 

стандартами , ч то и экзамены , проводимые штатными 

инспекторами FAA. 

обучить и воспитать пи лота, способного демонстрировать 

высокое мастерство не только во время экзамена, 

но и в повседневной лётной пра ктике. 

35

•iФiФ!J 

Устройство лета тельного 

аппарата 

Подъёмная сила и основы аэродинамики 

Для того, чтобы понять принцип работы основных 

компонентов летательного аппарата (ЛА), важно 

знать общие положения аэродинамики. Настоящая 

глава представляет собой краткое введение в аэродинамику; 

более детально эта тема изложена в главе 4, 

«Аэродинамика полёта". 

Во время установив шегося горизонтального полёта 

на ЛА действуют четыре силы: тяга , лобовое сопротивление 

, подъёмная сила и вес (рис.2-1). 

тяга 

Падъёмная 

сила 

ЛобоеОе 

сопротивление 

Тяга - это направленная вперёд сила, создаваемая 

двигателем /воздушным винтом. Она противодействует 

или преодоле вает силу сопротивления. Обычно 

считается , что она действует параллельно продольной 

оси. Однако это не всегда так (см . далее) . 

Лобовое сопротивление - это направленная назад 

замедляющая сила , 

возникающая при столкновении 

воздушного потока с крыльями, фюзеляжем и другими 

выступающими частями корпуса . Сопротивление противодействует 

тяге и направлено назад , параллельно 

набегающему потоку. 

Вес - это объединённая масса самого ЛА, команды , 

топлива и груза или багажа. 

Под воздействием силы 

тяготения вес тянет ЛА к земле. Вес противодействует 

подъёмной силе и направлен вертикально вниз, через 

центр тяжести (ЦТ) летательного аппарата. 

Подъёмная сила противодействует силе тяжести. 

Она вызывается динамическим воздействием воздушного 

потока на крыло, приложена к центру давления 

ЛА и направлена вверх, строго перпендикулярно 

его движению. 

Рис. 2-1. Четыре силы. 

Вес 

ЛА движется в трё х плоскостях и управляется посредством 

перемещения ts oкpyr одной или более 

своих осей . Продольная ось (или ось крена) проходит 

сквозь ЛА от носа до хвоста, причём линия пересекает 

ЦТ. Поперечная ось (или ось тангажа) проходит через 

ЛА по линии через концы крыльев, также пересекая 

Тангаж Крен Рысканье 

Продольная ось 

Поперечная ось 

Рис. 2-2. Движения вращения, тангажа и рыскания самолёта вдоль продольной , поперечной и вертикальной осей соответственно. 

37


Сипа пикирования 

не зависит от скорости 

Сила ка 

ирования 

зависит от скорости 

Рис. 2-4. Компоненты самолёта. 

Если ЦТ расположен слишком близко к носу, сила кабрирования руля 

высоты может оказаться недостаточной для того, чтобы поднять нос 

__ са_м_олёта пер!Щ!J осадкой. 

Рис . 2-3. Центр тяжести (ЦТ) . 

ЦТ. Вертикальная ось (или ось рыскания) проходит 

сквозь ЛА вертикально , и опять же, пересекает ЦТ. 

Управляющие усилия заста вляют ЛА двигаться вокруг 

одной или более осей, обеспечивая контроль 

над его пространственным положением во время 

полёта (рис . 2-2). 

Одной из самых важных составляющих конструкции 

ЛА является ЦТ. Это точка, в которой как бы сосредоточена 

масса (или вес) ЛА. Таким образом, если 

ЛА сбалансировать относительно этой точки или подвесить 

за неё, он будет сохранять относительное равновесие. 

Расположение ЦТ определяет стабильность 

ЛА во время полёта. По мере перемещения ЦТ назад 

(по направлению к хвосту) ЛА становится всё более 

Рис . 2-5. Ферменная ко нструкция фюзеляжа. 

динамически нестабильным. Если ЦТ расположен позади 

топливных баков ЛА, положение ЦТ необходим о 

определять, когда баки пусты. В противном случае, п о 

мере сжигания топлива ЛА будет терять стабильность 

(рис. 2-3). Положение ЦТ рассчитывается при проектировании 

и постройке ЛА и учитывает установленное 

бортовое оборудование, загрузку ЛА, а также ряд друг 

их факторов. 

Основные компоненты 

Хотя конструктивно различные самолёты могут 

сильно отличаться друг от друга, в большинств е 

случаев они состоят из одних и тех же основных 

38

Глава 2. Устройство летательного аппарата 

Рис. 2-6. Моноплан (слева) и биплан (справа) . 

компонентов (рис. 2-4). Как правило, конструкция самолёта 

включает в себя фюзеляж , крылья , хвостовое 

оперение, шасси и силовую установку. 

Фюзеляж 

Фюзеляж является центральной частью самолета и 

предназначен для ра змещения экипажа, пассажиров и 

груза. Он также обеспечивает структурную связность 

крыльев и хвостового оперения. В прошлом при конструировании 

самолёта использовали открытую ферменную 

структуру, изготовленную из дерева, стали 

или алюминиевых трубок (рис . 

2-5). Самые популярные 

типы конструкций фюзеляжа современных самолётов 

- монокок (по-французски «единая оболочка») 

и полумонокок. Более подробно эти типы конструкций 

обсуждаются ниже в настоящей главе. 

с высокорасположе нным и большинство самолётов с 

низкорасположенным крылом имеют крылья консольной, 

или свободнонесущей, конст рукци и, которые способны 

нести нагрузку без внешних подкосов. 

Принципиальными структурными частями крыльев 

являются лонжерон, рёбра жё стко сти и стрингеры 

(рис. 2-7). Они усиливаются фермами , двутавровыми 

балками, тюбингом или д ругими средствами (включая 

обшивку) . Конфигурация р ёбер жёсткости крыла определяет 

форму и тол щину крыла (его аэродинамический 

профиль). В большинстве современных самолётов топливные 

баки являются составной частью структуры 

крыла либо представляют собой гибкие контейнеры , 

встроенные внутрь него. 

Крылья 

Крылья - это аэродинамические поверхности, прикреплённые 

к обеим сторонам фюзеляжа. Они обеспечивают 

подъемную силу, поддерживающую самолёт 

во время полёта. Сущес твует множество конструкций 

крыльев, различ ных по форме и размерам. Механика 

создания крылом подъ ёмной силы рассмотрена в 

главе 4, «Аэродинамика полёта » . 

Крылья могут прикрепляться к верхней, средней или 

нижней частям фюзеляжа . Такие конструкции носят 

К задней кромке крыла прикрепл яю тся два типа 

управляющих поверхностей: элероны и з акрылки. 

Элероны располагаются примерно от середины каждого 

крыла до его конца и двигаются в противоположных 

направ лениях, создавая аэродинамические силы, 

заставляющие самолёт испытывать крен. Закрылки 

располагаются от фюзеляжа при мерно до середины 

каждого крыла . При полё те в крейсерском режиме они 

обычно совпадают с поверхно стью крыла. Во время 

взлёта и посадки закрылки выдвигаются, увеличивая 

подъёмную силу крыла (рис. 2-8). 

названия «высоко-», «с редне-» и «низкоплан» соответственно. 

Число крыльев также может варьироваться. 

Самолёты с единственным набором крыльев на зываются 

монопланами, а с двумя набор ами крыльев - 

бипланами (рис. 2-6). 

Многие самолёты с высокорасположенным крылом 

снабжены внешними стяжками, или подкосами, которые 

во время полёта и приземления передают нагрузку 

на фюзеляж. Поскольку стяжки располагаются примерно 

посередине крыла, такой тип конструкции называ 

ется полуконсольным крылом. Некоторые самолёты 

Топливный / 

бак 

Обшивка 

Рёбра---~ 

жёсткости 

Рис. 2-7. Компоненты крыла . 

39


Тангаж ~ 

Простой закрылок 

Рис. 2-9. ЛА, управляемый переносом веса, контролируется 

изменением положе ния тела пилота . 

Разрезной закрылок 

Вертикаnьный 

стабилиэаrор 

Руль налравления 

Щелевой закрылок 

Триммеры 

Выдвижной закрылок 

Рис. 2-10. Компоненты хвостового оперения . 

Щелевой выдвижной закрылок 

на подъёмные поверхности разного типа (как крыла 

обычной конфигурации, так и предусматривающего 

изгиб либо перенос веса). Так, крыло ЛА, управляемого 

переносом веса, имеет сильно изогнутую форму, 

и управление полётом обеспечивается изменением положения 

тела пилота (рис. 2-9). 

Хвостовое оперение 

Рис. 2-8. Типы закрылков. 

Альтернативные типы крыльев 

Некоторое время назад Федеральное управление гражданской 

авиации США (FAA) расширило номенклатуру 

сертифицируемых им ЛА, добавив категорию «сверхлёгкихЛА». 

В конструкции этих летательных аппаратов 

для управления полётом и создания подъёмной силы 

могут использоваться самые различные методы. Они 

подробно рассмотрены в главе 4, «Аэродинамика полёта», 

описывающей воздействие средств управления 

Хвостовое оперение включает в себя всю хвостовую 

группу и состоит как из 

неподвижных поверхностей 

(вертикальный и горизонтальный стабилизаторы), так 

и подвижных (руль направления, руль высоты и один 

или несколько триммеров) (рис. 2-10). 

Руль направления прикрепляется к задней части 

вертикального стабилизатора. Во время полёта 

он используется для перемещения носа самолёта 

влево или вправо, в то время как руль высоты, 

прикреплённый к задней части горизонтального 

стабилизатора, перемещает нос самолёта вверх 

или вниз. Триммеры - это небольшие движущиеся 

части задней кромки управляющей поверхности, 

40


Рис. 2-11. Компоненты цельноповоротного стабилизатора . 

позволяющие снизить управляющее воздействие на 

рычаги управления . Триммеры могут устанавливаться 

на элероны, руль направления и /или руль высоты и 

контролируются из кабины пилота. 

Второй тип хвостового оперения вообще не пред 

полагает наличия руля высоты. Вместо этого оно 

включает в себя единый горизонтальный стабилизатор, 

вращающийся на центральном шарнире . Такая 

конструкция носит название « цельноповоротный 

стабилизатор ». Стабилизатор , как и руль высоты, 

приводится в действие штурвалом управления. 

Например, когда шарнир отводится назад , цельноповоротный 

стабилизатор поворачивается таким 

образом, что задняя его кромка поднимается ввер х. 

Цельноповоротные стабилизаторы снабжены антикомпенсатором, 

который устанавливается вдоль их 

задней кромки (рис. 2-11). 

Антикомпенсатор перемещается в том же на 

правлении, что и задняя кромка стабилизатора, 

и делает стабилизатор менее чувствительным. 

Помимо этого, антикомпенсатор работает в качестве 

триммера, снижая управляющее усилие и помогая 

сохранять цельноповоротный стабилизатор 

в желаемом положении . 

Шасси 

Шасси обеспечивает поддержку самолёта во время пар 

ковки, руления, взлёта и посадки. Самый распространённый 

тип шасси - колёсный, но самолёты также могут 

оборудоваться поплавками для посадки на воду или 

лыжами для посадки на снег (рис . 2-12). 

Шасси состоит из трёх колёс - двух основных и 

третьего , расположенного либо спереди , либо в задней 

части самолёта . Шасси с задним колесом носит название 

« шасси обычной схемы » . 

Рис. 2-12. Разновидности шасси: п оплавки (вверху), лыжи (в 

середине) и колёса (внизу). 

Самолёты с шасси обычной схемы иногда называют 

« самол етами с хвостовым колесом » . Когда третье 

колесо располагается на носу самолёта , его называют 

« носовым колесом » , а вся конструкция носит 

название «трёхколёсное шасси ». 

Управляемое носовое 

или хвостовое колесо позволяет контролировать 

движение самолёта на земле. Большинство самолё 

тов - как с носовым , так и с хвостовым колесом - 

у правляется с помощью педалей руля направления . 

Некоторые самолёты могут управляться посредс 

т во м тормозов с раздельным приводом на правое и 

левое основные колеса. 

41

Энци клопедия пилота 

Силовая установка 

Силовая установка включает в себя двигатель и воздушный 

винт. Основная функция двигателя - обеспечивать 

вращение воздушного винта. Он также вырабатывает 

электроэнергию, является источником вакуума 

для некоторых бортовых инструментов, а в большинстве 

одномоторных самолётов - источником тепла для 

пилота и пассажиров (рис. 2-13). Двигатель закрыва 

ется обтекателем или мотогондолой (различные типы 

кожуха) . Назначение обтекателя или мотогондолы - 

снижать лобовое сопротивление самолета, а также обе 

спечивать охлаждение двигателя, направляя поток 

воздуха вокруг двигателя и цилиндров. 

Две эти величины, вместе взятые, позволяют оценить 

эффективность работы воздушного винта. Винты 

обычно подбираются к определенной комбинации 

конструкции и силовой установки ЛА таким образом , 

чтобы можно было достичь максимального кпд двигателя. 

Они могут тянуть или толкать ЛА (в зависимост и 

от расположения двигателя). 

Субкомпоненты 

Субкомпонентами ЛА являются планер, электросистема, 

система управления полётом и тормозная 

система. 

Планер - базовая структура ЛА, сконструированная 

таким образом , чтобы выдерживать все аэродинамиче 

ские нагрузки , а также напряжения, связанные с весо . ~ 

Двигатепь--- 

топлива, экипажа и груза . 

Основная функция электросистемы ЛА - выраб а 

тывать, регулировать и распределять электроэне р 

гию внутри него . Электросистема может питаться о -:: 

различных источников: например, генераторов пер е· 

Ри с. 2-13. Компоненты дв игател я . 

Воздушный винт, устанавливаемый перед двигателем 

, превращает момент вращения двигателя в тягу - 

тянущую вперед силу, которая позволяет перемещать 

самолёт в воздухе. Воздушный винт может также 

устанавливаться в задней части ЛА (винт толкающего 

типа). Воздушный винт - это вращающаяся аэродинамическая 

поверхность, которая обеспечивает тягу 

посредством создания аэродинамической силы. За 

поверхностью винта образуется область низкого давления, 

а перед ней - высокого . Разница давлений толкает 

воздух сквозь винт, и самолёт движется вперёд . 

Эффективность воздушного винта определяется 

двумя параметры: 

• угол установки лопасти винта, измеряемый между 

хордой лопасти и плоскостью вращения винта; 

• шаг винта , определяемый как расстояние, которое 

проходит винт вперед за одно обращение (как бы 

ввинчиваясь в твердое тело). 

менного тока с приводом от двигателя, вспомогател ь 

ных блоков питания или внешних источников. О н с. 

используется для питания навигационных прибор о в . 

жизненно важных агрегатов (таких, как антиоблед е · 

нительная система и т.д.), а также для обслуживан и .F. 

пассажиров (например, для освещения кабины). 

Система управления полётом объединяет в се б;; 

устройства и системы, управляющие положением Л А :: 

воздухе и, в результате, траекторией е го полёта. В боль 

шинстве самолётов обычной схемы используются Т ОЕ · 

кокромочные управляющие поверхности на шарнир а .. 

называемые рулями высоты (для 

тангажа), элерона м-~ 

(для крена) и рулями направления (для рыскани F. 

Поверх ности контролируются из кабины ЛА, пилот а ) 

или автопилотом. 

На самолёты обычно устанавливаются гидравл и ч;: · 

ские тормозные системы с дисковыми или бараб а.=. 

ными тормозами, аналогичными автомобильн ы ..: 

Дисковый тормоз состоит из нескольких пластин (кс 

лодок), которые оказывают давление на располаг а~: 

щийся между ними вращающийся диск, жестко с в .:: 

занный со ступицей колеса . В ре зул ьтате увеличен 1:..с 

трения между диском и колодками колёса постепе н.=. : 

замедляют вращение, вплоть до полной останов к;_с_ 

Диски и колодки изготавливаются либо из стали (к с.:; 

в автомобилях), либо из углеродного материала, к : 

торый легче и способен поглощать больше энерr и, :. 

Тормозные системы самолётов используются, гл а:: 

ным образом, на этапе посадки, поглощая при э т с ; 

огромное количество энергии, поэтому продолж, · 

тельность их жизни измеряется в количестве поса д а, 

а не в километрах. 

42


Конструктивные типы самолётов 

Полумонокок 

Эволюция конструкции фюзеляжа самолёта шла от 

ранних вариантов деревянной ферменной структуры, 

через монококовую оболоч ку к современной полумонококовой 

оболочке. 

) 

Ферменная структура 

Главным недостатком ферменной структуры является 

отсутствие обтекаемой формы. В основе конструкции 

лежат отрезки трубок, называемые лонжеронами. 

Сваренные вместе, они формируют хорошо укреплённый 

каркас. К лонжеронам привариваются вертикаль 

ные и горизонтальные кронштейны, из-за которых 

такая структура приобретает квадратное или прямоугольное 

сечение. 

В конструкцию добавляют доп олнительные 

кронштейны, обеспечивающие сопротивление 

внешнему давлению, которое может возникнуть 

с любой стороны структуры. Стрингеры и шпангоуты 

(или вспомогательные н е рвюры) создают форму фюзеляжа 

и поддерживают обшивку. 

По мере развития технологии , дизайнеры стали закрывать 

ферменные элементы, 

чтобы придать фюзеляжу 

более обтекаемую форму и улучшить его аэродинамические 

характеристики. Первоначально это 

делалось с помощью ткани. Впоследствии стали использоваться 

лёгкие металлы (алюминий). В некоторых 

случаях , наружная обшивка может принимать на 

себя всю полётную нагрузку либо значительную её 

часть. В большинстве современных самолётов используется 

конструкция с несущей обшивкой , известная 

как монокок или полумонокок (рис. 2-14). 

Монокок 

В монококовой конструкции используется несущая обшивка, 

которая , подобно стенке алюминиевой банки , 

принимает на себя почти всю нагрузку. Являясь достаточно 

жёсткой, такая конст рукция не очень хорошо 

реагирует на деформацию своей поверхности. 

К примеру, 

алюминиевая банка может выдерживать значительную 

нагрузку, если эта нагрузка при ходится на 

края. Но если боковая поверхность банки хотя бы немного 

деформирована, даже незначительное давление 

способно раздавить банку. 

В силу того , что большая часть изгибающей нагрузки 

приходится на наружную обшивку, а не на открытый 

ферменный каркас, исчезает необходимость во внутреннем 

укреплении структуры. Это позволяет снизить 

её вес и увеличить внутреннее пространство. 

Один из оригинальных методов использования 

монокока был впервые предложен американским 

( 

Несущвя обwива. 

Монокок 

Рис. 2-14. Монококовый и полумоно коко вый дизайн фюзеляжа . 

инженером Джеком Нортропом. В 1918 году он разработал 

новый способ изготовления монококового 

фюзеляжа , 

который впоследствии был применён при 

создании самолёта « Локхид S-1 Рейсер » . 

Конструкция 

состояла из двух фанерных половинок оболочки, которые 

наклеивались на деревянные обручи-стрингеры . 

Для того, чтобы получить половинки, конструктор использовал 

три больших куска еловой фанеры, которые 

размачивались в клее и укладывались в полукруглую 

бетонную пресс-форму, напоминающую ванну. 

Затем 

форма накрывалась плотно прил егающей крышкой, и 

внутри её надувался резиновый шар, который прижимал 

фанеру к поверхности формы. Спустя сутки гладкая 

и ровная половинка оболочки была готова. Обе половинки 

имели толщину не более 6 миллиметров. 

Из-за сложностей при промышленном производстве 

монокок получил распространение лишь несколько десятилетий 

спустя . 

Сегодня монококовая конструкция 

широко используется в автомобильной промышленности, 

где несущий кузов фактически является индустриальным 

стандартом. 

Полумонокок 

В полумонококовой конструкции 

(частичной или половинной) 

используется дополнительная структура , к 

которой прикрепляется обшивка самолёта. Состоящая 

из шпангоутов и /или нервюр различных размеров, 

а 

43


пуленепробиваемое волокно «Кевлар » , а также их с о 

четания. Композитная конструкция имеет два важны х 

преимущества : чрезвычайно гладкая поверхность и 

возможность изготовления сложных изогнутых ил v. 

обтекаемых структур (рис. 2-15). 

Самол ёты из компози тных материалов 

Компо з итный материал - это искусственно созданньп', 

неоднородный материал, состоящий из наполнителя !' 

армирующих элементов (волокон). Наполнитель в ы 

ступает в качестве своеобразн_ого « клея » , скрепл я.с 

волокна и (при вулканизации) придавая издели к 

форму, а волокна принимают на себя основн у к 

часть нагрузки. 

Существует множество различных типов волок а:: 

Рис . 2-15. Композитн ы й самолёт. 

также стрингеров, 

эта структура усили в ает несущую 

обшивку, частично снимая с фюзеляжа изгибающую 

нагрузку. 

На главной секции фюзеляжа также располагаются 

места крепления крыльев и теплозащитный 

кожух . 

На одномоторных самолётах двигатель обычно крепится 

в передней части фюзеляжа. Между задней 

стенкой двигателя и кабиной пилота устанавливается 

огнеупорная перегородка, служащая для защиты пи 

лота и пассажиров в случае внезапного пожара в двигателе 

. Обычно она и зготавливается и з термостойкого 

материала (например , нержавеющая сталь) . Однако 

в последнее время в конструкции самолётов всё чаще 

применяются композитные материалы. Некоторые самолёты 

полностью изготавливаются из них . 

Композитная конструкция 

История 

Использование композитных материалов в конструк 

ции самолётов началось во время Второй мировой 

войны. Именно тогда при производстве фюзеляжей 

стратегических бомбардировщиков «В-29» стали ис 

пользовать стекловолокно. В конце 50-х годов этот материал 

начал широко применяться при изготовлении 

планёров . В 1965 году был сертифицирован первый 

летательный аппарат, полностью изготовленный из 

стекловолокна . Это был планёр «Диамант HBV» швейцарского 

производства. Четыре года спустя в США был 

сертифицирован полностью стеклопластиковый четырёхместный 

одномоторный самолёт «Уиндекер Игл » . 

В настоящее время более трети всех самолё тов в мире 

производятся из композитных материалов. 

Композитный материал - широкое понятие. К таким 

материалам относятся стекловолокно , углепластик, 

и наполнителей. При изготовлении ЛА чаще всего и с 

пользуется эпоксидная смола, являющаяся разнов и .: 

ностью термореактивной пластмассы. По сравнен ю- : 

с другими аналогичными материалами (такими к а, 

полиэфирная смола) , эпоксидная смола значитель н : 

прочнее . Кроме того, она лучше выдерживает высок v.:с 

температуры. Есть много вариантов эпоксидных см о.~ 

которые различаются характеристиками , времене м ; 

температурой вулкани з ации , а также стоимостью. 

В качестве армирующих волокон при производсЕ : 

ЛА чаще всего используются стекловолокно и углер о.: 

ное волокно . Стекловолокно обладает хорошей прочн . 

стью на разрыв и сжатие , высокой стойкостью к уда:: 

ным нагрузкам. Это простой в работе, относител ь:: : 

недорогой и широко распространенный материал. Е~ - 

основным недостатком является достаточно 

больш 

вес. И з -за этого из стекловолокна сложно изготов v.-:: 

несущий корпус, который по лё гкости мог бы сопер н : 

чать с аналогичным алюминиевым. 

Углеродное волокно в целом прочнее на разрыв и Cr. . .: 

тие, чем стекловолокно, и гораздо более жёсткое н а 1:: 

гиб . Оно также существенно легче, чем стекловоло К:. - 

Однако его стойкость к ударным нагрузкам нескол;: , 

ниже, волокна достаточно хрупкие и при резком уде.: - 

ломаются . Эти хар актеристики существенно улучш е ~.:. 

в такой разновидности углеродного волокна, как «у с 

ленная» эпоксидная смола, которая используется r::: 

изготовлении горизонтальных и вертикальных с т ае 

лизаторов лайнера «Боинг 787». 

Углеродное волокно имеет более высокую стоимос:-_ 

чем стекловолокно. Цены несколько упали после в:с:;: 

д р ения инноваций, появившихся в ходе разраб о :: 

бомбардировщика «В -2 » (в 80-е годы п рошлого в е, _ 

и лайнера « Боинг 777» (в 90-е годы). Хорошо скон с :;: 

ированные структуры из углеродного волокна м о:- 

быть значительно легче, чем аналогичные алюми r:-: : 

вые, - иногда более, чем на 30%. 

44


Преимущества композитных материалов 

полностью ком позитные лопасти, а иногда и композитную 

втулку несущего винта. 

Композитные материалы имеют несколько существенны 

х преимуще ств перед металлами, деревом или тканью. 

Чаще всего в качестве основного преимущества 

называют меньший вес. Однако следует понимать , что 

корпус самолёта, изготовленный из композитного ма 

Недостатки ком позитны х материалов 

Композитные конструкции имеют свои недостатки, к 

териала, 

не обязательно будет легче металлического. 

самым важным из которых относится отсутствие визуальных 

следов повреждения. Композитны е материалы 

реагирую т на удар иначе, чем другие материалы, и зачастую 

повреждения не заметны при внешнем осмотре. 

Например, если автомобиль врежется в алюминиевый 

фюзеляж, на фюзеляже останется вмятина. Если 

вмятины нет, нет и повреждения . Если вмятина присутствует 

, повреждение определяется визуально и 

Это за висит от характеристик корпуса, равно как и от 

используемого материала. 

Более важным преимуществом является возможность 

создания при использовании композитных 

материалов очень гладкой и сложно искривлённой 

аэродинамической поверхности , которая позволяет существенно 

снизить сопротивление воздуха. 

Именно в 

производится ремонт. В композитных структурах удар 

силу этой причины в 60-е годы прошлого века дизай 

малой силы (например, 

при столкновении или падении 

инструмента) часто не оставляет видимых следов 

повреждения на поверхности . При этом в зоне удара 

может возникнуть широкая зона расслоения, которая 

распространяется воронкообразно от точки уд ара . 

неры планёров переключились с металла и дерева на 

композитные материалы. 

Композитные материалы широко исполь зуются 

такими прои зв одителями самолётов , как « Циррус » 

и «Коламбия ». Благодаря снижению сопротивления 

воздуха, самолёты этих компаний отличаются высокими 

лётными характеристиками , 

несмотря на наличие 

неубирающегося шасси . 

Композитные материалы 

Повреждения на задней поверхности структуры могут 

быть существенными - и при этом совершенно невид 

имыми. Как только возникают причины предполагать, 

что произошёл удар (даже незначительной силы) , 

также помогают маскировать радарные сигнату ры при 

дизайне типа «стеле» (в таких самолётах, как стратегический 

бомбардировщик «В-2 » и многоцелевой истребитель 

«F-22»). Сегодня композитные материалы 

используются при производств е любых летательных 

аппаратов - от планёров до вертолётов. 

Третьим преимуществом композитных материалов 

является отсутствие коррозии. Так , фюзеляж лайнера 

«Боинг 787» полностью изготавливается из композитных 

материалов, что позволяет этому самолёту 

выдерживать больший перепад давлений и большую 

влажность в кабине, чем это допускали лайнеры предыдущих 

поколений. Инженеров больше не заботит 

проблема коррозии из-за конденсации влаги на скрытых 

частях обшивки фюзеляжа (например, под изоляционным 

покрытием). В результате, долговременные 

эксплуатационные расходы авиакомпаний могут быть 

существенно снижены. 

Ещё одним преимуществом композитных материалов 

является хорошие эксплуатационные качества 

в изгибающей среде (например, при использовании 

в лопастях несущего винта вертолётов) . В отличие от 

большинства металлов, композитные материалы не 

страдают от усталости металлов и трещинообразования. 

При правильном конструировании лопасти несущего 

винта , выполненные из композитного материала, 

имеют существенно более высокое нормативное 

время эксплуатации, чем металлические . В сил у этого 

большинство современных больших вертолётов имеют 

появляется необходимость в приглашении специалиста 

для инспек ци и структуры и поиск а внутренних 

повреждений. Хорошим признаком расслоения волоконной 

структуры при использовании стекловолокна 

является появление « белёсых » областей на поверхности 

корпуса. 

Удар средней силы (например, при столкновении с 

автомобилем) приводит к локальным повреждениям 

поверхности, что видимо невооружённым глазом. Зона 

разрушения больше , чем повреждения на поверхности, 

и требует ремонта . Удар высокой силы (например, удар 

птицы или градины в корпус самолёта во время полёта) , 

приводит к появлению пробоины и значительному повреждению 

структуры. В случае ударов средней и высокой 

силы повреждения видимы глазом , но удар слабой 

силы трудно определить визуально (рис. 2-16). 

Если удар вызвал расслоение, разрушение поверхности 

или пробоину, в обязательном порядке необходимо 

проведение ремонта . В ожидании ремонта повреждённая 

область должна быть накрыта и защищена от дождя. 

Детали, изготовленные из композитного материала, 

часто представ ляют собой тонкую оболочку, под 

которой находится пористый внутренний слой (так называемая 

«с андвичевая» конструкция) . Превосходная с 

точки зрения структурной жёсткости, такая структура 

подвержена проникновению влаги, что позже может 

привести к серьёзным проблемам. Наклеивание поверх 

пробоины отрезка специальной «изоляционной 

ленты » является хорошим способом временной 

45

о _____ 


Удар малой силы 

часто применяется окрашивание композитного корпуса 

в белый цвет . Напри м ер, нижняя поверхность 

крыла, окраш енная в чёрный цвет и рас п олагающаяся 

над горячим асфальтовым покрытием в солнечны й 

день , может нагрев аться более чем до 100° С. Та же конструкция 

, окр а шенная в белый цвет , р едко разогревается 

более чем до 60° С . 

Производители ком позитных самолётов часто дают 

конкретные рекомендации по допустимым цветам 

Пирамидальный рисунок трещин после удара 

Удар средней силы 

Локальное повреждение 

наполнителя/волокон 

о г--------~,----~-----, 

о 

+45 

-45 

о 

90 

90.------- 

0 

-45 

+45 

_ 

о 

о 

+45 

-45 

о 

90 

90 

о 

-45 

+45 

о 

о 

окраски корпуса . При повторной окраске самолёта необходимо 

точно следо в ать этим рекомендациям . 

Причиной т е пловых повреждений часто 

может являться 

пожар на борту. Даже быстро потушенное возгорание 

в тормозной системе может повредить нижнюю 

обшивку крыльев, стойки или колёса шасси. 

Композитные материалы также легко 

повреждаются 

различными растворителями , поэтому такими хими 

катами композитные структ уры обрабатывать нельзя . 

Для удаления краски с композитных деталей используются 

только механические методы, например , обду в 

металлическим порошком или пескоструйная обра 

ботка . Случаи повреждения дорогостоящих композитных 

деталей растворителями относительно нередки , и 

такие повреждения обычно не подлежат ремонт у. 

Удар высокой силы 

Утечка жидкости на композитные ко нструкции 

о 

о 

+45 

-45 

о 

90 

90 

о 

-45 

+45 

Рис . 

о 

о _. ,______ 

Расслоение 

С к возн ое 

повреждение 

(пробоина ) 

· ~вободные __,,,,. 

концы волокон 

о 

о 

+45 

-45 

о 

90 

90 

о 

-45 

+45 

о 

о 

2-1 6. Си л а удара влияет на нали ч ие визуа л ьных призна ков, а 

рав н о и н а су щест вен н ость повреждений в ком п озитной ст ру ктуре. 

Удары средней и высокой силы вы зы вают значи тел ьные по в реждения 

, но видимы глазом . Удары ма л ой сил ы могут в ызвать скрыты е 

повреждения . 

защиты от воды , но это нельзя назвать структурным 

ремонтом. Таким ремонтом не является и использование 

пасты для заполнения отверстий, хотя этот метод 

можно применять в косметиче ски х целях . 

Ещё одним недостатком композитных м атериалов 

является относительно низкая терм остойкость . 

В то время как температурные пределы использова 

ния варьируются у различны х смол , 

большинство из 

них начинают терять прочность при температурах 

выше 65° С . Для снижения температурного воздействи я 

Иногд а высказываются опасения по поводу попад а 

ния на композитные конструкции топлива , масла ил и 

гидравлической жидкости . Следует сказать, что при 

использовании современных эпоксидных смол это 

обычно не является проблемой . Как правило, есл и 

вытекающая жидкос т ь не разъедает краску, она не 

может повредить и композитный материал под н е й. 

Например, в некоторых самолётах используются т о 

пливные баки из стекловолокна, в которых топливо с о 

прикасается с композитной поверхностью напрям ую . 

без использования герметика . Некоторые недоро гиf 

виды полиэфирной смолы могут быть повреждены п 

попадании на них смеси автом обильного бензин а : 

этил овым спиртом . Более дорогостоящие смолы , ка к 2 

эпоксидная смола, могут бе з опасно соприкасаться с а s 

том обильным бензином, а также с авиационным бе Е 

зином (октановое число 100) и реактивным топлив о. 1. 

Защита от удара мол нии 

Важным фактором при проектировании ЛА являе т е.о 

защита от удара молнии. При ударе молнии в ЛА е : : 

конструкция испытывает воздействие огромной мо с 

ности . Вне зависимости от того, управляете ли вы С Е· 

молётом общего назначения или большим авиал аf: . 

нером, основные принципы з ащиты от удара молю·= 

z 

46


Рис. 2-17. Композитные материалы используются при производстве таких летательны х аппаратов, как одномоторный самолёт 

«Коламбия 350» (слева) , авиалайнер « Боинг 787» (в середине) и вертолёт Береговой охраны США « НН-65 » (справа). 

остаются одинаковыми. Безотносительно к размеру 

самолёта, энер гия от удара должна распределяться по 

большой площади поверхности - это позволяет уменьшить 

силу тока, 

обшивки, до приемлемого уровня . 

приходящуюся на единицу площади 

При ударе молнии в самолёт, изготовленный из алюминия 

(в силу его электропроводности), электрическая 

энергия естественным образом распределяется по всей 

алюминиевой конструкции. В данном случае основной 

задачей конструкторов является защита электронного 

оборудования, топливной системы и т.д. Внешняя обшивка 

самолёта должна предоставлять п уть наименьшего 

сопротивления для электрического разряда. 

В случае самолёта, изготовленного из композитных 

материалов, ситуация иная. Стекловолокно является 

прекрасным электроизолятором. Углеродное волокно 

проводит электричество, однако не так хорошо , как 

алюминий. Следовательно, внешний слой композитной 

обшивки должен обладать дополнительной электропроводностью. 

Это обычно достигается с помощью металлической 

сетки, вмонтированной в обшивку. Чаще 

всего используют ся алюмиевые или медные сетки - 

алюминий для стекловолокна , 

медь для углеродного 

волокна. Любой структурный ремонт поверхностей, 

защищённых от удара молнии, должен включать в себя 

восстановление металлической сетки. 

В том случае, если конструкция композитного самолёта 

предполагает наличие внутренней радиоантенны, 

в молниезащитной сетке должны быть оставлены специальные 

« окна». Внутренние радиоантенны иногда 

используются в композитных самолётах, поскольк у 

стекловолокно прозр ачно для радиоволн (в то время 

как углеродное волокно - нет). 

Будущее композитных материалов 

В течение нескольких десятилетий после окончания 

Второй мировой войны композитные материалы заняли 

важное место в авиационной промышленности . 

Благодаря своей универсальности и сопротивляемости 

коррозии , а также хорошему соотношению прочности 

и веса изделия , композитные материалы позволяют 

реализовать 

самые дерзкие и инновационные дизайнерские 

идеи . Использующиеся в самых различных 

самолётах - от лёгкого моноплана «Циррус SR-20» до 

авиалайнера «Боинг 787» - композитные материалы 

играют в авиаиндустрии значи т ельную роль , и их применение 

будет только расширяться (рис. 2-17). 

Бортовые приборы : движение в будущее 

До недавнего времени большинство самолётов общего 

назначения оборудовались индивидуальными приборами 

, используемыми совместно для безопасного 

управления и маневрирования самолётом. С появлением 

электронных индикаторов управления полётом 

(ЭИУП) 

обычные бортовые приборы уступили место 

жидкокристаллическим (ЖК) экра нам. 

Первый из экранов устанавливается перед левым 

креслом пилота . Его называют основным индикатором 

полётных данных (ОИПД). Второй экран, расположенный 

примерно в центре приборной доски , называется 

многоцелевым индикатором (МЦИ). Экраны упорядочивают 

расположение приборов на приборной доске 

и одновременно повышают безопасность у правления 

воздушным судном. Последнее достигается благодаря 

использованию в качестве измерительных приборов 

твердотельных датчиков , 

которые имеют частоту отказов 

существенно ниже , чем у обычных аналоговых 

инструментов (рис. 2-18). 

Развитие 

авионики и появление ЭИУП требуют от 

любого пилота (вне зависимости от опыта) глубокого 

зна ния бортовых систем управления полётом , а также 

хорошего понимания того , как автоматика влияет на 

процесс принятия аэронавигационных решений (ПАР) . 

Эти вопросы подробно освещаются в главе 17, «Процесс 

принятия аэронавигационных р е шений ». 

Вне зависимости от того , установлены на самолёте 

аналоговые или цифровые бортовые приборы, по типу 

отображаемой информации они всегда делятся на три 

категории: контроль параметров движения , управление 

и навигация. 

47


Приборы управления не отображают скорости или 

высоты самолёта. Для того, чтобы определить эти и 

другие пока з атели, пилоту необходимо обратиться к 

приборам для контроля параметров движения. 

Навигационные приборы 

Навигационные приборы отображают положение само 

лёта по отношению к выбранному навигационному сооружению 

или точке земной поверхности. 

Эта группа 

приборов включает в себя указатели курса, индикаторы 

дальности и глиссады , а также указатели пеленга. 

Новейшие самолёты с технологически совершенными 

приборами предоставляют пило ту информацию смешанного 

характера, позволяя определить местоположе 

ние воздушного судна с высоким уровнем точности. 

В группу навигационных приборов входят индикаторы 

глобальной системы определения координат 

(GPS), всенаправленного УКВ-радиомаяка (VOR), ненаправленного 

радиомаяка (NDB) и инструментальной 

системы посадки (ILS). Приборы указывают положение 

самолета относительно выбранного наземног о 

аэронавигационного объекта. 

Помимо отображени я 

положения самолёта в пространстве , они также предоставляют 

пилотажную информацию, давая пилоту 

возможность обеспечить движение ЛА по заданном у 

Рис. 2-18. Ана л о гова я (вверху) и цифровая п рибор н ые доски 

на самолёте « Цессна 172». 

Приборы для контроля параметров движения 

Приборы для контроля параметров движения отображают 

полётные показатели самолёта. Эта категория 

приборов включает в себя высотомер, индикатор воздушной 

скорости, 

индикатор вертикальной скорости 

(вариометр), указатель курса и индикатор поворота и 

скольжения . Скорость самолёта контролируется через 

индикатор воздушной скорости. Высота полёта кон 

тролируется через высотомер. Характеристики набора 

высоты определяются посредством обращения к вариометру. 

К другим приборам для контроля параметров 

движения относятся указатель курса, индикатор угла 

атаки и индикатор скольжения (рис. 2-19). 

Приборы управления 

Приборы управления (рис. 2-20) показывают мгновен 

ные изменения положения самолёта и силовых характеристик. 

Они настраиваются таким образом, чтобы 

отреагировать даже на самые незначительные изменения 

. Прибор для отображения положения самолёта 

в воздухе называется индикатором пространственного 

положения (гирогоризонтом). 

пути посредством маневрирования. 

Пило тажная информация 

о положении самолета в двух или трёх из 

мерениях может быть получена от наземных и космических 

источников (рис. 2-21 и 2-22). 

Глобальная система определения 

координат (GPS) 

GPS - 

это спутниковая навигационная система, представляющая 

собой сеть спутников , выведенных на орбиту 

Министерством обороны США. Первоначально 

GPS предназначалась для применения в военных ц е 

лях , но в 80-х годах прошлого века правительство СШ А 

разрешило использовать её для гражданских нуж д. 

GPS работает в любых погодных условиях, в любо й 

точке мира, 24 часа в день. 

Для расчёта двумерного положения объекта (дол 

гота и широта) и отслеживания его движения приё м 

ник GPS должен захватить сигнал не менее чем от трё х 

спутников системы. 

При видимости четырёх и боле е 

спутников приёмник может определить тр ёхмерно е 

положение объекта (долгота, широта и вы с о т а). Дл ,: 

компенсации потери или неоднозначности си г 

нала необходимо иметь в видимости максимально е 

число спутников. 

Использование GPS более детально обсуждается Б 

главе 15, «Навигация ». 

48


Индикатор воздушной 

скорm;rи 

Вариометр 

1 

Координатор поворота 

Указатель курса 

Вариометр 

-. 

2-19. Приборы для контроля параметров движения. 

49


• 

Ри с. 2 -20 . Пр и боры управлен и я. 

50


Рис. 2-21. Сравнение навигационной информации на цифровых и аналоговых приборах . 

Лети ниже 

Стрелка глиссады показывает 

«лети ниже » для захвата глиссады 

Лети выше 

Стрелка глиссады показывает « лети выше » для захвата глиссады . 

• 

• 

Рис. 2-22. Аналоговая и цифровая индикация для захвата глиссады. 

51

•iФiФII 

Принципы 

•• 

полета 

Строение атмосферы 

Атмосферой называется воздушная оболочка, которая 

окружает Землю и покоится на её поверхности. 

Атмосфера в такой же степени является частью Земли, 

как океаны или суша, но, в отличие от почвы, горных 

пород и воды, воздух - это смесь газов, имеющая 

массу и вес, но не имеющая формы. 

Атмосфера состоит из азота (78%), кислорода (21%) 

и 1% других газов, например, аргона и гелия. 

Некоторые из этих веществ тяжелее, чем другие. 

Самые тяжёлые вещества, такие каi


Стандартная атмосфера 

Высота, м Давление , мм рт. ст. Температура, 

о 760, 00 15,0 

1000 674,10 8,5 

2000 596,20 2,0 

3000 525,80 -4,5 

4000 462,20 -11,0 

5000 405,10 -17,5 

6000 353,80 -24,0 

7000 307,80 -30,5 

8000 266,90 -37,0 

9000 230,50 -43,5 

10000 198,20 -50,0 

11000 169,60 -56,5 

12000 144,87 -56,5 

13000 123,72 -56,5 

14000 105,67 -56,5 

15000 90,24 -56,5 

16000 77,07 -56,5 

17000 65,82 -56,5 

18000 56,21 -56,5 

19000 48,01 -56,5 

20000 41,00 -56,5 

Рис. 3-2. Параметры стандартной атмосферы. 

называют международной стандартной атмосферой 

(International Standard Atmosphere, ISA). Любое значение 

температуры или давления, которое отличается от значения 

, рассчитанного на основе стандартных вертикальных 

градиентов , считается нестандартным. 

Поскольку лётно-технические хар актеристики летательного 

аппарата определяются и оцениваются в условиях 

стандартной атмосферы, все бортовые приборы в 

обязательном порядке калибруются на стандартную ат 

мосферу. Для того, чтобы правильно учитывать условия 

нестандартной атмосферы, необходимо определить некоторые 

дополнительные термины. 

Барометрическая высота 

Барометрическая высота - это высота объекта над 

стандартной плоско стью высоты (СПВ), представляющей 

собой теоретический уров ень, на котором измеренный 

барометром вес атмосферы равен 760 мм 

рт. ст. или 1013,2 мбар. Высотомер, в сущности, представляет 

собой высокоч увствительньrй барометр, 

калиброванный для индикации высоты в условиях 

0 

С 

стандартной атмосфе ры . 

Если высотомер калиброван 

на 760 мм рт. ст. , отображаемое им значе н ие высо ты называется 

высотой по давлению или барометрической 

высотой. При изменении атмосферного давления СПВ 

может подниматься выше или опускаться ниже у ровня 

моря. Барометрическая высота важна в качестве базиса 

для определения лётно-технических характеристик 

ЛА, а также для назначения эшелона полёта для ЛА, 

передвигающихся на высоте 5,5 км и выше. 

Баромет рическая высота может быть определена одним 

из двух методов: 

1. Установить барометрическую шкалу высотомера 

на 760 и прочесть показания высоты . 

2. При ме н ить к пока заниям высоты поправочный 

коэффициент в соотв етствии с текущими установками 

высотомера . 

Высота по плотности 

СПВ является сугубо теоретической величиной и не 

применима к нестандартным атмосферным условиям, 

в которых функционирует ЛА. Для корректировки аэродинамических 

характеристик в нестандартной атмосфере 

применяется поправочная величина , называемая 

высотой по плотности. Высота по плотности - это 

высота над уров нем моря, соответствующая определённой 

плотности воздуха в условиях стандартной атмосфе 

ры. 

Плотность воздуха оказывает существенное 

влияние на лё тно-т ехниче ские 

характ еристики летательного 

ап парат а. поскольку по мере снижения этой 

плотности также снижаются: 

- мощность двигателя, потому что количество воздуха, 

поступающего в него, падает; 

- тяга , потому что воздушный винт теряет свою эффективность 

в р ·азреженном воздухе; 

- подъёмная сила, потому что разреженный воздух 

оказывает меньшее давление на аэродинамические 

поверхности . 

Высота по плотности - 

это барометрическая высота 

с попра вкой на нестандартную температуру. По ме ре 

того, как плотнос ть воздуха возрастает (уменьшается 

высота по плотности) , лё тно-технические характеристики 

ЛА улучшаются . Аналогично, при снижении 

плотности воздуха (уменьшении высоты по плотности) 

лётные характеристики ухудшаются. Паден ие плотности 

воздуха равносильно росту высоты по плотности ; 

повышение плотности воздуха равносильно снижению 

высоты по плотности. Высота по плотности применяется 

для р асчёта параметров движения ЛА, поскольку 

в стандартных атмосферных условиях любой точке атмосферы 

соответствуют не только определённая плотность 

воздуха, но также барометрическая высота и высота 

по плотности. 

54

Глава 3. Принци п ы полёта 

При расчёте высоты по плотности учитывается дав 

il ение (барометрическая высота) и температура воздуха. 

Поскольку значения параметров движения ЛА на 

л юбой высоте определяются на основании плотности 

в оздуха в стандартных условиях, эти значения соот 

в е тствуют высоте, которая может не совпадать с пока 

заниями высотомера. В условиях, отличающихся от 

ст андартных, высота не может быть определена непос 

редственно на основании показаний высотомера. 

Высота по плотности рассчитывается следующим 

о б разом: вначале определяется барометрическая высо 

та, а затем вносится поправка, учитывающая не 

стандартные температурные условия. Поскольку плот 

з о сть воздуха прямо пропорционально атмосферному 

да влению и обратно пропорциональна температуре, 

: ·онкретное значение барометрической высоты может 

В л ия н ие тем п ературы в оздуха н а е го плотно ст ь 

При росте температуры вещества его плотность снижается. 

И наоборот, при снижении темп ературы 

плотность вещества растёт. Таким образом, плот 

ность воздуха обратно пропорциональна темпера 

туре. Сказанное справедливо только при постоянном 

давлении . 

С ростом высоты и атмосферное давление, и температура 

воздуха падают, оказывая взаимно прот ивоположное 

влияние на плотность воздуха. Однако 

давление с ростом высоты п адает более существенно 

и обычно влияет на плотность гораздо сильнее, чем 

температура . Следовательно, с п раведливо ожидать, 

что с увеличением высоты плотность воздуха должна 

падать. 

со ответствовать широкому диапазону температур при 

изменяющейся плотности воздуха. Однако любой паре 

зн ачений температуры воздуха и барометрической выо 

ты соответствует единственное значение плотности 

зо здуха. Плотность воздуха оказывает существенное 

з.1 ияние на характеристики ЛА и его двигателя. 

Вне зависимости от действительной высоты, на 

: от арой движется ЛА, он будет вести себя так, как 

будто находится на высоте, равной текущей высоте по 

отности . 

Плотность воздуха меняется при изменениях вы 

соты, температуры и влажности. Большие значения 

вы соты по плотности соответствуют разреженному 

зо здуху, в то время как малые - плотному воздуху. 

Усл овия, которым соответствуют большие значения 

вы соты по плотности - это существенная высота над 

ур овнем моря, низкое атмосферное давление, высокая 

- е м пература, высокая влажность или какая-либо ком 

би нация этих факторов . Малая высота над уровнем 

11 оря, высокое атмосферное давление, низкая темпер 

атура и низкая плотность характеризуются малыми 

зн ачениями высоты по плотности. 

Влияние атмосфернщо давле н ия на пл от н ос т ь воздуха 

П оскольку воздух представляет собой газ , он может 

сжиматься и расширяться. Когда воздух сжимается, 

ег о количество в любом заданном объёме растёт. И нао 

борот, когда давление на определённое количество 

в оздуха снижается, воздух расширяется, занимая большее 

пространство. При низком атмосферном давлении 

с толб воздуха содержит малое количество воздуха. 

Плотность снижается, поскольку она прямо пропорциональна 

давлению . Если давление удваивается, то и 

плотность удваивается; если давление падает, падает 

и плотность. Следует понимать, что э т и утверждения 

:праведливы только при постоянной температуре. 

В л ияние влажно сти на п л отно ст ь воздуха 

Сказанное выше относится к абсолютно сухому воздуху 

(нулевая влажность). В действительности, воздух 

никогда не бывает абсолютно сухим . 

Небольшим количеством 

водяных паров, содержащихся в атмосфере, 

в некоторых условиях можно пренебречь, но в других 

случаях влажность может оказывать существенное 

влияние на поведение ЛА . Водяные пары легче воздуха; 

следовательно, влажный воздух легче, чем сухой. 

Поэтому с ростом содержания воды воздух становится 

менее плотным. При этом растёт высота по плотности и 

ухудшаются лётно-технические характеристики само 

лёта. Для конкретных выбранных условий плотность 

воздуха минимальна, когда он содержит максимальное 

количество водяных паров. 

Влажность воздуха 

(также называемая относительной 

влажностью) характеризует содержание в 

атмосфере 

водяных паров и выражается в процентной доле 

от максимального количества паров, которые может 

содержать воздух. Это количество меняется с темпе 

ратурой. 

Тёплый воздух способен содержать большее 

количество водяных паров, а холодный - меньшее . 

Идеально сухой воздух, вообще не содержащ ий водяных 

паров, имеет нулевую относительную влажность, 

в то вр емя как насыщенный воздух, содержащий п р е 

дельно возможное количество паров, имеет относительную 

влажность 100%. Влажнос т ь сама по себе не 

считается существенным показателем при расчёте высоты 

по плотности и определении параме т ров движения 

самолёта , но всё же вносит определённый вклад . 

С возрастанием температуры воздух может вмес 

т ить большее количес т во водяных паров. Если срав 

нить между собой две отдельные массы воздуха - 

первая тёплая и влажная (оба фактора делают воздух 

легче), а вторая холодная и сухая (оба фактора делают 

55


воздух тяжелее), - 

выяснится, что первая будет иметь 

меньшую плотность, чем вторая. Давление, температура 

и влажность воздуха ока зыв ают существенное 

влияние на характеристики летательного аппарата, 

поскольку все они влияют на плотность воздуха . 

Простого правила для приближённого расчёта не су 

ществует. 

Однако вли яние влажности можно определить, 

используя формулы или онлайн-калькуляторы. 

Вначале необходимо определить высоту, для которой 

выполняется поиск высоты по плотности. Используя 

таблицу, приведённ ую на рис . 3-2, выбираем барометрическое 

давление, ближайшее к соответствующей 

высоте. 

Например, давление на высоте 8000 м равно 

266,9 мм рт. ст., а температура - 37 ° С. Заходим на вебсайт 

Национального управления по исследованию океанов 

и атмосферы (NOAA) по адресу http://www.srh. 

noaa.gov/epz/?n=wxcalc_densityaltitude и вводим значение 

«266,9» в поле «station density» («давление на уровне 

метеостанции»). Вводим «- 37» в поле «air temperature» 

(«температура воздуха») , а в поле «dew point» («точка 

росы») - «21» (необходимо правильно выбрать единицы 

измерения). Получаем значение высоты по плотности 

8261,8 м. При нулевой влажности высота по плотности 

была бы несколько ниже. 

Другой веб-сайт (http://wahiduddin.net/ calc/calc_ 

da_m.htm) обеспечивает более прямой подход к определению 

влияния влажности на высоту по плотности - 

без использования дополнительных таблиц . В любом 

случае, следует понимать , что в условиях высокой 

влажности общие лётно-технические характери сти ки 

летательного аппарата неизбежно ухудшаются.пилота. 

Теоретические основы создания 

подъёмной силы 

Законы механики Ньютона 

Теория подъёмной силы исторически стала продолже 

нием и развитием основных физических законов, 

которые формулировались на протяжении нескольких 

веков. Хотя эти законы и применимы ко все м 

А. Воздушный поток, оrибающий В. Вращающийся цилиндр С. Вращающийся цилиндр 

неподвижный цилиндр в жидкости · в движущейся жидкости 

D. Передняя кромка крыла Е. Передняя кромка крыла при увеличении в 1500 раз. 

Рис . 3-3. На схеме А - процесс равномерной циркуляции . На схеме В - увеличение интенсивности потока над верхней частью 

вращающегося цилиндра . Скорость потока ещё более возрастает, если поместить вращающийся цилиндр в движущийся поток (схема С). 

Молекулы воздуха у поверхности объекта замедляют движение , становясь практически неподвижн ыми. На схеме D - пример ко нструкции 

передней кромки крыла, обычно изготавливаемого из авиационного алюминия. На схеме Е - та же передняя кромка, только при увеличении 

в 1500 раз, когда становятся видны неровности на полированной поверхности. Эта неоднородность объясняет нарушение течения воздушного 

потока вблизи поверхности крыла. 

56

Глава 3. Принципы полёта 

п роявлениям подъёмной силы, они не способны объяснить, 

как именно она возникает. Достаточно вспомн 

ить о том, что многие аэродинамические поверхности 

с и мметричны и при этом создают значительную подъём 

ную силу. 

Фундаментальные физические законы, которые 

уп равляют силами, воздействующими на летательный 

ап парат в воздухе, были сформулированы на основази 

и теорий, возникших задол го до того, как человек 

::юднялся в воздух. Эти законы появились в ходе так 

за зываем ой «первой научной революции», которая на 

::;:ал ась в Европе в XVII веке. Движимые верой в то, что 

З с еленная развивается пред сказуемым образом, доступным 

человеческому пониманию , философы, мате 

~ атики, фи зики и изобретатели стремились раскрыть 

~:ек реты мироздания. Одним из величайших учёных 

~ г о времени является сэр Исаак Ньютон, который 

ф о рмулировал не только закон всемирного тяготения, 

=:о и три закона меха ники, носящие его имя. 

Пе рвый закон Ньютона: «Всякое тело продолжает 

у;:;;е рживаться в состоянии покоя или равномерного и 

=;,ям олинейного движения, пока и поскольку оно не 

в противоположном направлении - вперёд. В случае 

реа кт ивного самолёта, дв игат ель выталкивает поток 

горячих газов на зад; сила ра вного и противоположного 

проти водействия дав ит на двигат ель и толкает 

самолёт в перёд . 

Эффект Магнуса 

В 1852 году немецкий физик и хим ик Генри х Густав 

Магнус (1802-1870) провёл серию опытов по изучению 

аэродинамических сил, воздействующих н а вращающиеся 

сферы и цилиндры. (Наблюдаемые им явления 

были упомянуты Ньютоном в 1672 год у). Эти опыты 

привели к открытию эф фекта Магнуса, который помогает 

объясн ить возникновение подъём ной силы. 

Обтекание воздухом неподвижного цилиндра 

Если воздух обтекает цилиндр, находящийся в состоян 

ии покоя, потоки воздуха выше и ниже цилинд ра 

идентичны, а силы, действующие на него сверху и 

снизу, одинаковы (рис. 3-ЗА). 

=онуждается приложенными силами изменить это 

!:ОСТ ОЯНИе». 

Эт о означает, что никакой объект не начин ает и не 

::-рек ращает движение, пока внешняя сила не заста 

= его сделать это. ЛА находится в состоянии по коя в 

rест е стоянки до тех пор , пока к нему не будет прило 

::с;ен а сила, достаточно большая, чтобы преодолеть его 

z:н е рцию. Как только он нач инает двигаться, инерция 

з.аст авляет его продолжать движение, пока иные силы 

:s:e и зме нят этого состояния. Они могут ускорить или 

Вращающийся цилиндр в неподвижной жидкости 

На рис. 3-ЗВ из ображена торцевая плоскость погружённого 

в жидкость цилиндра, который враща ется по часовой 

стр елке. Вращ ение цилиндра ока зыва ет влияние 

на окружающую его жидкость. Поток жидкости вокруг 

вр а щающегося цилиндра отличается от потока 

вокруг неподвижного цилиндра из-за возникновения 

сопротивления, вызываемого двумя факторами: 

вязкостью и трени ем. 

за.,1 едлит ь движение ЛА, а также изменить направлез:и 

е, в котором он движе тся. 

Второй закон Ньютона : « Сила равна скорости изr 

е нения количества движения в единицу времени . 

....,.1я тела постоянной массы сила равна произведению 

r ас сы тела на его ускорение ». 

Когда к тел у приложена постоянная сила, вызванное 

этим ускорение обратно пропорционально массе тела 

:а п рямо пропорционально приложенной силе . Этот за 

~он рассматривает факторы , приводящие к преодолез:и 

ю состояния объекта, которое описывается Первым 

законом Ньютона. Второй за кон относится к изме нези 

ям как в скорости тела, так и в направлении его дви 

,=; е ния, включая начало движения из состояния покоя 

(положительное ускорение) 

и остановку (отрицательно 

е ускорение или замедление). 

Третий закон Ньюто на: «Л юбому действию всегда 

ес ть равно е и про тивоположное противодействие». 

В случае самолёта, воздушный винт при своём вращ 

ении гонит воздух назад; следовательно, воздух 

.1в ижет воздушный винт (и тем самым весь са мол ёт) 

Вязкость 

Вязкость - это свойство жидкостей и газов оказывать 

сопротивление течению, т.е. перемещению одной их 

части относительно другой. Благодаря тому, что жидкости 

имеют тенденцию смешиваться друг с другом до 

определённой степени , это сопротивление можно измерить 

количественно . Высоковязкие жидкости сопротивляются 

течению; маловязкие очень текучи. 

Разницу в вязкости можно проиллюстрировать, 

поместив одинаковое количество воды и масла на 

две идентичные накло нные плоскости . Вода будет 

течь свободно и быстро, в то время как масло - гораздо 

медленнее. 

Поскольку в основе вязкости лежит молекулярное 

сопротивление движению, смазочные вещества чрезвычайно 

вязки, пото му что и х молекулы препятствуют 

течению. Другим примером вязкой жидкости может 

служить горячая вулканическая лава. Вс е жидкости и 

57

Энцикло педия пи лота 

газы в той или иной степени вязки и сопротивляются 

течению, хотя иногда это сопротивление не заметно 

для внешнего наблюдателя. Воздух - пример газообразной 

среды, чью вязкость невозможно увидеть. 

Поскольку воздух обладает вязкостью, он до некоторой 

степени сопротивляется свободному течению. В 

случае вращающегося цилиндра , поrружённоrо в жидкую 

или газообразную среду (масло, вода или воздух) , 

жидкость или газ будут оказывать сопротивление потоку, 

огибающему поверхность цилиндра . 

Существует разница между потоками жидкости, обтекающими 

вращающийся и неподвижный цили ндры. 

Молекулы на поверхности вращающегося цилиндра 

неподвижны относительно цилиндра; они движутся 

вместе с цилиндром (например, по часовой стрелке) . 

Благодаря вязкости, они увлекают за собой молекулы, 

находящиеся выше, что вызывает ускорение по 

тока в направлении вращения цилиндра (по часовой 

стрелке) . Заменив жидкость воздухом, мы увидим, что 

поток воздуха над цилиндром будет иметь более высокую 

скорость , поскольку большее количество молекул 

Трение 

воздуха будут двигаться в направлении вращения (по 

часовой стрелке). 

Трение является вторым фактором, который влияет на 

поведение жидкости или газа, обтекающих вращающийся 

цилиндр . Трение - это сопротивление, которое 

испыты вает одна поверхность (или объект) при пере 

мещении относительно другой поверхности (или объекта) 

. Трение также возникает между жидкостью или 

газом и поверхностью, которую они обтекают. 

Если поместить одинаковые жидкости на идентичные 

наклонные поверхности , эти жидкости будут течь 

с одной и той же скоростью. Но если покрыть одну из 

поверхностей каменной крошкой, жидкость на ней 

Враща ющийся ци л и ндр в движущей с я жидкости 

Если цилиндр вращается в движущейся жидкос т и, ско 

рость потока увеличивается в направлении вращения 

цилиндра (рис. 3-3С). При увеличении скорости движения 

жидкости общая интенсивность потока также 

увеличивается. 

Разница в скоростях ра зличн ых областей потока 

максимальна в точках , которые расположены на ли 

нии , перпендикулярной направлению относительного 

движения между цилиндром и потоком. 

Кроме того, 

будет вести себя совсем не так, как на гладкой поверхности 

. Шероховатая поверхность будет препятствовать 

как пока з ано на рис . 

3-4, существует так называемая 

потоку жидкости из-за поверхностного сопротивления 

(трения). Важно помнить, что все поверхности, насколько 

бы ровными они ни выглядели, не являются 

точка застоя (точка А), где воздушный поток ст алкива 

ется с аэродинамической поверхностью (набегает на 

неё) и разделяется на два потока: первый движется над 

абсолютно гладкими и в 

аэродинамической поверхностью , второй - под ней. 

определённой степени препятствуют 

потоку жидкости или газа. Поверхность 

вращающегося цилиндра и обе поверхности крыла 

Другая точка застоя - точка В, в которой два воздушных 

потока снова объединяются и 

содержат шероховатости (пусть даже на мик р оскопическом 

уровне), и это создаёт сопротивление обтекающему 

их потоку. Трение обшивки (иначе называемое 

аэродинамическим сопротивлением) вызывает 

снижение ско р ости воздушного потока на поверхности 

крыла. 

При движении по какой-либо поверхнос1:J:!,J','1Олекулы 

жидкости или г аза прилипают (пристают, приклеиваются) 

к поверхности. В качестве примера поместим 

вращающийся цилиндр в неподвижную жидкость. 

В этом случае: 

1. Когда цилиндр вращается, частицы жидкости 

вблизи его поверхности сопротивляются движению, 

и их относительная скорость близка к нулевой . 

Их движению препятствует шероховатость поверхности 

цилиндра. 

2. В силу вязкости жидкости молекулы на поверхности 

цилиндра увлекают (или тянут) обтекающий 

поверхность поток в направлении вращении. Это происходит 

из-за молекулярного сцепления между частида:ми 

ЖИДНDСТИ. 

продолжают движение 

с одинаковой скоростью . Если смотрет ь с торца 

аэродинамической поверхности , перед ней по т ок под 

нимается, а позади - опускается. 

Как видно на рис . 3-4, скорость потока максимальна 

над аэродинамической поверхностью и минимальна 

под ней. П оскольку эти скорости непосредственно свя 

заны с обтекаемым объектом (в данном случае, с аэродинамической 

поверхностью) , их называют местными 

скоростями. Этот принцип полностью применим к 

крылу или другим подъёмным поверхностям. Разница 

скоростей потока над крылом и под ним приводит к 

то му, что давление на нижнюю поверхность крыла оказывается 

выше, чем на верхнюю. 

В результате возникает область низкого давления, 

создающая направленную вверх силу, которая влияет 

на траекторию вращающегося объект а. Это физическое 

явление известно как эффект Магнуса. В 1904 году 

выдающийся русский физик Николай Жуковский 

предложил формулу для расчёта подъёмной силы, 

действующей на тело, которое обтекает поток жидкости 

ИJJИ газа [теорема Жуковского). Согласно теореме 

58


Бернулли объясняет, что происходит с воздухом, 

проходящим над иск р ивлённой поверхностью 

крыла самолёта. 

Практич еским применением принципа Бернулли 

стала трубка Вентури (названная по имени итальянского 

учёного Джованни Вентури). Трубка Вентури 

имеет горловину, сужающуюся к центру (точка сужения) 

и расширяющуюся в задней части. При э том диаметры 

входного и выходного отверстия одинаковы. 

По мере продвижения воздушного потока к точке 

Задняя точка застоя 

Рис. 3-4. Если передняя точка застоя расположена перед передней 

кромкой крыла, а задняя точка застоя - позади задней кромки, 

вокруг крыла возникает циркуляция воздуха. 

сужения его скорость возрастает, а давление падает ; 

в выходной части поток замедляется, а давление 

возрастает (рис. 3-5). 

Пос кольку воздух принято считать телом, подчиняющимся 

всем вышеперечисленным законам, становится 

понятно, как и почему крыло самолёта создаёт подъём 

Жуковского, подъемная сила крьmа равн а про изведению 

плотности газа (жидкости), его скорости, циркуляции 

скорости потока и длины отрезка крьmа. 

Физический смысл эффекта Магнуса можно 

выразить следующим образом: вблизи верхней кромки 

аэродинамической поверхности с положительным 

углом атаки создаётся циркуляция воздушного потока. 

При этом задняя точка застоя находится по зади задней 

кромки поверхности, а передняя точка застоя - перед 

передней кромкой (рис. 3-4). 

Принцип перепада давлений Бернулли 

Спустя полвека после того, как Ньютон сформулировал 

свои законы, швейцарский математик Даниил 

Бернулли определил, как давление движущихся жидкости 

или газа меняется при изменении скорости их 

движения . Согласно принципу Бернулли, при увели 

чении скорости движения текучей среды (жидкости 

или газа) давление внутри этой среды падает. Принцип 

ную сил у. По м ере движения крыла сквозь воздух, скорость 

воздушного пото ка вблизи верхней, искривлённой 

поверхности крыла возрастает, при этом возникает 

область низкого давления. 

Хотя Ньютон, Магнус, Бернулли и сотни других учёных, 

изучавших физические за коны Вселенной, не располагали 

сложным оборудованием и лабораториями 

нашего времени, они заложили основу современной 

теории создания подъёмной силы. 

Конструкция аэродинамической поверхности 

Аэродинамическая поверхность - это структура, созданная 

с ц елью обеспечить воздействие на неё воздуха, 

сквозь который она движется или который движется 

сквозь неё. Хотя при разных скоростях потока и 

давлениях воздух ведёт себя различным образом, мы 

ограничимся обсуждением тех частей ЛА, которые 

обеспечивают его полёт - а именно, аэродинамических 

поверхностей, создающих подъёмную силу. Глядя 

Рис. 3-5. Падение давления воздуха в трубке Вентури . 

59


Контурная линия 

Кривизна нижней поверхности 

Передняя кромка 

передней кромки крыла, отклоняется вверх. Форма 

аэродинамической поверхности разрабат ывается таким 

образом, чтобы толк ать воздух вниз , что обеспечивает 

равное по силе противодействие, толкающее эту 

поверхность вверх. Если крыло спроектировано та к, 

что сможет вызывать подъёмную силу большей величины 

, чем вес ЛА , такой ЛА будет способен летать. 

Если бы в ся необходи мая подъёмная сила могла обе 

Передняя кромка 

Линия хорды 

Рис. 3-6. Типово й аэродинамичес кий профиль. 

на профиль типичной аэродинамической поверхности 

(например, на сечение крыла), можно заметить 

характерные особенности её конструкции (рис. 3-6). 

Обратите внимания на различии в изгибе (кривизне 

профиля) верх ней и нижней кромок аэродинамической 

поверхности. Профиль верхней кромки более 

выпуклый, чем нижней (которая обычно бывает 

почти плоской) . 

ПРИМЕЧАНИЕ: Две крайние точки аэродинамической 

поверхности также различаются. Передняя 

к ромка (носок) закруглена , в то время как задняя 

кромка достаточно узкая и заострённая . 

При определении характеристик аэродинамической 

поверхности часто используется линия, называемая 

аэродинамической хордой (АХ). АХ - это прямая, 

проходящая через профиль поверхности и соединяющая 

переднюю и заднюю её кромки. Расстояние от АХ 

до верхней или нижней поверхности крыла в любой 

точке определяет величину кривизны этих поверхностей. 

Другая ориентирная линия, проведённая от 

передней кромки к задней, называется контурной 

линией. Любая точка контурной линии находится 

на равном расстоянии от верхней и нижней повер х 

ностей крыла. 

Аэродинамические поверхности проектируются таким 

образом, чтобы в максимальной степени учесть действие 

законов механики во время полёта. Воздушный 

поток воздействует на крыло двояким образом: давление 

воздушной массы на нижнюю поверхность крыла 

создаёт положительную подъёмную силу, в то время 

как сниженное давление воздуха над крылом обеспечивает 

отрицательную подъёмную силу. 

Когда воздушный поток встречает на своём пути 

относительно плоскую нижнюю поверхность крыла 

(или лопасть несущего винта, расположенную под 

небольшим углом к н а правлению своего движения), 

поток отклоняется вниз, в ы зывая тем самым направленное 

вверх противодействие - положительную 

подъёмную силу. В то же время , воздушный поток , 

ударяющий в верхнюю , искривлённую поверхность 

спечиваться только 

отклонением воздушного потока 

при столк новении с нижней поверх ностью крыла, было 

бы достаточно снабдить летательный аппарат плоским 

крылом (наподобие воздушного змея). Однако для поддержки 

летательного аппарата в во здухе необходим 

баланс подъёмной силы, вызываемой потоками воздуха 

как снизу, так и сверху кры ла. Это ключевой 

фактор полёта. 

Профиль крыла 

первых самолётов 

Более поздний 

вариант крыла 

Профиль «Кларк-У» 

(дозвуко_вая скорость) 

Крыло с ламинарным · 

. обтеканием 

·. (дозвуковая скорость) . 

Крыло кругового . 

. профиля (сверзхзвуковая 

скорость) 

Крыло ромбовидного 

профиля (сверзхзвуковая 

скорость) 

= 

= 

Рис. 3-7. Виды аэродинамического профиля . 

Не имеет никакого пр ак тического 

смысла выделять 

процентные доли подъёмной силы, создаваемой 

отдельно верхней и нижней поверхностями 

крыла . 

Эти величины непостоянны и варьируются 

в зависимости не только от условий полёта, но и от 

конструкции крыла. 

Разные аэродинамические поверхности имеют различные 

лётно-технические характеристики . В аэродинамических 

трубах и в условиях реального полёта 

были протестированы тысячи аэродинамических поверхностей, 

и не существует единственного варианта, 

который мог бы удовлетворить всем полётным требованиям. 

Вес , скорость и назначение каждого ЛА определяют 

форму его аэродинамической поверхности. 

Самым эффективны м с точки зрения со зда ния максимальной 

подъёмной силы является аэродинамический 

60


профиль с вогнутой, или «выскобленной» нижней по- нижнюю поверхность крыла. Согласно третьему заверхностью 

. В своём исходном варианте такой тип кону Ньютона , уходящий вниз поток с верхней поверхаэродинамических 

поверхностей слишком сильно ности крыла вызывает противодействие в виде направжертвует 

скоростью ради создания подъёмной силы, ленной вверх силы, приложенной к крылу. 

поэтому он не пригоден для высокоскоростного полёта. 

Развитие авиационной конструкторской мысли еделало 

Область высокого давления под крылом 

возможным использование преимуществ вогну 

того аэродинамического профиля в современных вы Существенная доля подъёмной силы создаётся давлением 

сокоскоростных реактивны х самолётах. Выдвинутые 

воздуха под крылом . В результате движения 

наружу из основной структуры крыла предкрылки и закрылки 

воздуха, обтекающего нижнюю поверхность крыла, 

полностью меняют форму аэродинамической возникает положительное давление, особенно при вы 

поверхности, превращая её сечение в классический соких значениях угла атаки. Но эта часть воздушного 

вогнутый профиль и, благодаря этому, способны создавать 

гораздо большую подъёмную силу при полетах на 

потока имеет ещё один важный аспект . В определённой 

точке, расположенной вблизи передней кромки крыла, 

малых скоростях. 

С другой стороны, полностью обтекаемая 

аэродинамическая поверхность, почти не вызыва 

воздушный поток практически останавливается (точка 

застоя), а затем постепенно наращивает скорость. В 

другой точке, расположенной вблизи задней кромки 

ющая сопротивления воздуха, зачастую не может крыла, поток опять достигает скорости, равной его 

создать подъёмную силу, достаточную, чтобы поднять 

скорости над верхней поверхностью крыла. В соотлёты 

самолёт в воздух. Поэтому современные самоветствии 

с принципом Бернулли, при замедлении воз 

обычно имеют аэродинамические поверхности душного потока под крылом возникает положительное 

комбинированного профиля. Их форма варьируется в 

зависимости от назначения самолёта. На рис. 3-7 показаны 

наиболее часто встречающие аэродинамические 

профили. 

давление, направленное вверх. Поскольку перепад давлений 

на верхней и нижней поверхностях крыла увеличивается, 

увеличивается и суммарная подъёмная сила. 

Это проис ходит в полном соответствии с третьим законом 

Ньютона и принципом Бернулли. 

Область низкого давления над крылом 

Будучи помещенной в 

аэродинамическую трубу или 

во время полёта, аэродинамическая поверхность представляет 

собой просто объект обтекаемой формы , находящийся 

в движущемся воздушном потоке . Если 

бы её се.чение имело каплевидную форму, скорость 

и давление воздуха над и под аэродинамической поверхностью 

были бы одинаковы. Но разрежем профиль 

каплевидной формы пополам вдоль его длинной стороны 

- и мы получим фигуру, напоминающую сечение 

простейшей аэродинамической поверхности 

(крыла). 

Если затем наклонить крыло так, чтобы воздушный по 

ток ударял в него под некоторым углом (называемым 

углом атаки, или УА), воздух над верхней поверхностью 

крыла будет двигаться быстрее, 

поверхностью. 

чем под нижней его 

Согласно принципу Бернулли , увеличение скорости 

воздушного потока над верхней поверхностью 

крыла вызывает снижение давления. Пониженное 

давление - важный компонент суммарной подъёмной 

силы. Но эта сила обеспечивается не только перепадом 

давлений на верхней и нижней поверхностях крыла. 

Обтекая верхнюю поверхность крыла, воздух 

движется вниз и назад, создавая так называемый 

снос потока. У задней кромки крыла этот снос потока 

встречается с потоком воздуха, обтекающим 

Распределение давления 

В ходе экспериментов над моделями в аэродинамической 

трубе и над полноразмерными самолётами было 

установлено, что при ра зличных углах атаки на поверхности 

крыла возникают области, где давление отрицательно 

(т.е. меньше атмосферного) и где оно положительно 

(больше атмосферного) . Отрицательное 

давление на верхней поверхности крыла приводит к 

возникновению силы, большей, чем та, которую создаёт 

положительное давление воздушного потока на 

нижнюю поверхность крыла. На рис. 3-8 показано распределение 

давления по поверхности крыла при трёх 

различных углах атаки. 

Точка , к которой приложена равнодействующая всех 

сил, вызываемых давлением на поверхность крыла при 

определённом угле атаки, называется центром давления 

(ЦД). Аэродинамическая сила всегда приложена к 

ЦД . При высоких углах атаки ЦД смещается вперёд, а 

при низких - назад. 

При разработке конструкции крыла чрезвычайно 

важно учитывать положение ЦД, поскольку оно определяе 

т точку приложения воздушной нагрузки на 

крыло при различных углах атаки. Аэродинамическое 

равновесие и управляемость самолёта тесно связаны с 

изменениями положения ЦД . 

61


Малый угол атаки 

длины верхней и нижней кромок равны между собой 

(как в случае симметричного крыла). Некоторые высо 

коскоростные самолёты имеют симметричные крылья, 

а многие вертолёты - симметричные лопасти несущего 

винта, у которых верхняя и нижняя поверхность 

идентичны. В обоих случаях, основное значение имеет 

взаимодействие аэродина м ической поверхности с набегающим 

воздушным потоком . Бумажный самолётик, 

представляющий собой не более чем плоский лист, 

имеет верхнюю и нижнюю поверхности одинаковой 

формы и длины. И тем не менее, эти поверхности спо 

собны создать подъёмную силу, и за её возникновение 

полностью или частично отвечает поведение воздушного 

потока . 

Нормальный угол атаки 

Высокий угол атаки 

Рис. 3-9. Концевой вихрь 

По мере движения аэродинамической поверхности 

сквозь воздух её наклон относительно воздушного по 

Рис. 3-8. Распределение давления на крыло и изменения 

положения ЦД при изменении угла атаки. 

Поведение аэродинамической поверхности 

Хотя существует множество примеров, в которых каждый 

из вышеперечисленных принципов предсказывает 

и определяет возникновение подъёмной силы, её 

точный расчёт достаточно сложен. Пом имо перепада 

давлений на верхней и нижней поверхностях крыла, 

в создании подъёмной силы участвуют м ногие другие 

факторы. У многих аэродинамических поверхностей 

тока меняется. Следовательно , меняется и поток, вызываемый 

её взаимодействием с набегающим воздухом. 

Представьте себе, что вы высунули руку из окна 

автомобиля, движущегося с большой скоростью. Если 

вы будете наклонять руку в разные стороны, вы почувствуете, 

что давление воздушного потока толкает 

вашу руку вверх или вниз . Причиной этого является 

отклонение воздушного потока, которое, в свою очередь, 

заставляет воздух огибать под разными углами 

препятствие , находящееся на пути воздушного потока. 

В результате этого воздушный поток вокруг объекта 

меняет свои скорость и направление движения, что 

приводит к возникновению аэродинамической силы 

определённы х величины и направления. 

62


Третья поверхность 

До этого момен т а мы обсуждали по токи воздуха, 

огибающие верхнюю и нижнюю плоскости крыла . 

В то время как основная часть подъёмной силы вызывается 

этими двумя поверхностями, третья 

поверхность - закон цовка крыла - также обладает аэродинамическими 

свойствами . Воздух в области высокого 

давления под крылом стремится обогнуть законцовку 

и пере мести ться в область низкого давл ения над 

крылом (рис. 3-9). В ходе этого процесса возникает вихревой 

поток, назыв аемый концевым вихрем . Концевой 

вихрь создаёт с нос потока позади задней кромки крыла 

и при этом уменьшает суммарную подъёмную силу 

внешней части крыла . 

Для уменьшен ия этого эффекта существуют различные 

способы. К концевой части крыла могут прикрепляться 

небольшие вертикальные крылышки (винглеты), 

которые уменьшаю т интенсивность концевого 

вихря. Вин глеты действуют как дамба , препятст вую 

щая возникновению кон цево го вихря . Они могут устанавли 

ваться как на верхнюю, так и на нижнюю поверхность 

крыла. Другой метод противодействия концевым 

вихрям заключается в заострении законцовки крыла , 

что уменьш ает разни цу в давлениях и сглаживает воздушный 

поток вокруг него. 

63

•i,tФt!I 

Аэрод инами1


Используя аэродинамические силы тяги , лобового 

сопротивления , подъёма и веса, пилот может обеспечить 

управляемый безопасный полёт летательного аппарата 

. Рассмотрим эти силы более детально. 

Тяга 

Чтобы ЛА начал движение, к нему должна быть приложена 

сила тяги, превышающая по величине силу лобового 

сопротивления. Он продолжает набирать скорость 

до тех пор, пока тяга и лобовое сопротивление не уравняются. 

Для сохранения постоянной воздушной скорости 

тяга и лобовое сопротивление должны оставаться 

Составляющая веса, направленная назад 

Рис. 4-2. Векторы силы во время установившегося набора высоты. 

принимать во внимание тот факт, что при наборе высоты 

часть тяги направлена вверх и действует подобно 

подъёмной силе, а часть веса направлена назад и действует 

подобно силе лобового сопротивления (рис. 4-2). 

Во время планирования часть вектора веса направлена 

вперёд и поэтому действует как тяга. Другими 

словами, если траектория полёта летательного аппарата 

отлична от горизонтальной, каждый из векторов 

подъёмной силы, веса, тяги и лобового сопротивления 

должен быть разложен на два компонента. 

Обсуждение вышеизложенной концепции часто 

отсутствует 

в руководствах и учебниках по аэронавигации. 

Причина этого не в том, что это несущественно, 

а в том, что основы действия аэродинамических сил 

могут быть кратко объяснены без необходимости углубления 

в нюансы аэродинамической науки. На самом 

же деле, при расс мотрении лишь горизонтального 

пол ёта 

и установившихся набора высоты и планирования, 

подъёмная сила крыла или несущего винта 

является главной направленной вверх силой, а вес - 

главной силой, направленной вниз. 

равными друг другу, так же как вес и подъёмная сила 

должны оставаться равными для обеспечения постоянной 

высоты полёта. Если во время горизонтального 

полёта мощность двигателя снижается, то тяга умень 

шается и летательный аппарат замедляется . Пока тяга 

остается меньше, чем лобовое сопротивление , летательный 

аппарат замедляет движение - вплоть до 

момента, когда скорость перестанет быть достаточной 

для поддержания самолёта в воздухе. 

Аналогично, если мощность двигателя возрастает, 

тяга начинает превышать лобовое сопротивление, и 

скорость самолёта увеличивается. Пока тяга остаётся 

больше, чем сопротивление, самолёт продолжает набирать 

скорость. Когда тяга равна лобовому сопротивлению, 

самолёт летит с постоянной скоростью. 

Установившийся прямолинейный полёт может проходить 

на скоростях от крайне малых до очень высоких . 

Пилот должен соотносить угол атаки (УА) - острый 

угол между линией хорды аэродинамической поверх 

ности и направлением набегающего потока - и силу 

тяги во всех скоростных режимах, если необходимо 

поддерживать установившийся прямолинейный полёт. 

Приближённо эти режимы можно разбить на три кате 

гории: низкоскоростной полёт, крейсерский режим и 

высокоскоростной полёт. 

Высокая горизонтальная Крейсерская горизонтальная Низкая горизонтальная 

скорость скорость скорость 

Набегающи й пото к 

Рис. 4-3. Угол атаки на различных скоростях. 

66

Глава 4. Аэродинамика полёта 

·-· ·-~ 

-- 

--·-- -- 

Рис. 4-4. Некоторые ЛА с п особны менят ь направление тяги . 

Когда скорость невелика , УА должен быть о тносительно 

большим, чтобы сохранить баланс между подъёмной 

силой и весом (рис . 4-3). Если тяга падает и скорость 

уменьшается , подъёмная сила становится меньше 

веса, и самолёт начинает снижаться. Для сохранения 

горизонтального полёта пилот может увеличить УА на 

величину, которая будет достаточна для создания подъёмной 

силы , равной весу самолёта. В этом случае, хотя 

самолёт и замедлит движение , высота полёта останется 

неизменной, если пилот будет правильно соотносить 

тягу и угол атаки. 

Установившийся прямолинейный полёт в малом скоростном 

режиме создаёт достаточно интересные усло 

вия равновесия сил, поскольку, когда летательный ап 

парат находится в положении поднятой носовой части , 

возникает вертикальная составляющая тяги, 

помогающая 

поддерживать его . В частности , нагрузка на крыло 

оказывается меньше, чем можно ожидать . Пилоты хо 

рошо знают , что при низкой скорости и прочих равных 

условиях самолёт с работающим двигателем сваливается 

на крыло чаще, чем с неработающим. (Вызванный 

воздушным винтом наведённый воздушный поток во 

круг крьтьев также вносит свой вклад в этот процесс). 

Тем не менее, если ограничить анализ четырьмя силами 

в их обычном смысле, можно сказать, что при полёте на 

низкой скорости тяга равна лобовому сопротивлению, а 

подъёмная сила - весу. 

Если во время установившегося прямолинейного п о 

лёта тяга возрастает и скорость увеличивается, УА дол 

жен быть уменьшен. Если эти изменения будут скоор 

динированными и возникнет правильное соотношение 

тяги и УА, самолёт останется в режиме горизонтального 

полёта, но его скорость увеличится. 

Если УА не будет соотнесён с увеличением тяги (будет 

увеличен), самолёт начнёт набирать высоту. Но снижение 

УА изменит подъёмную силу, сохраняя её равной 

весу, и летательный аппарат останется в режиме гори 

зонтального полёта:. При очень высокой скор ости возможен 

горизонтальный полёт на очень малых негативных 

УА. Очевидно , что горизонтальный полёт может выполняться 

на любых УА - от угла сваливания и до относительно 

малых негативных углов , достижимых при высокой 

скорости. 

Некоторые летательные аппараты способны менять 

направления тяги без изменения УА. Это достигается 

либо поворотом двигателей, либо изменением направ 

ления выхлопных газов (рис. 4-4). 

Лобовое сопротивление 

Лобовое сопротивление - это сила, п репятствующая 

движению летательного аппарата сквозь воздушную 

среду. Оно бывает д в ух основных типов: пар азитное и 

индуцированное. Первое называется паразитным , 

потому что оно никаким образом не способствует 

полёту, в то время как вто р ое индуцируется или возникает 

в результате подъёма, создаваемого аэроди 

намической поверхностью . 

П арази т ное соп р отивл е н и е 

Паразитное сопротивление включает в себя все силы, 

которые замедляют движение ле т ательного аппарата . 

Как п редполагает сам термин «паразитное» , эта часть 

лобового сопро тивления не связана с созданием подъёмной 

силы. Сюда входят: перемещение воздуха во 

время движения летательного аппар ата; турбулентность, 

создаваемая воздушным потоком; торможение 

воздушного потока при его движении по поверхности 

летательного аппарата или крыла . Существуе т три 

типа паразитного сопротивления: профильное со п ротивление 

, интерференцион ное соп р отивление и по 

верхностное трение. 

Профильное сопротивление 

Профильное сопротивление - это часть паразитного 

сопротивления, являющаяся следствием 

67


формы ЛА и возникающее при огибании его воздушным 

потоком. Примерами компонентов, вызывающих 

такое сопротивление, являются обтекатель двигателя, 

антенны и аэродинамическая форма других частей летательного 

аппарата . При столкновении с летательным 

аппаратом воздушный поток разделяется , обтекает его 

компоненты и снова объединяется позади его корпуса. 

От того, насколько быстро и легко происходит это объединение, 

зависит сопротивление, создаваемое воздушным 

потоком и требующее дополнительной силы 

для преодоления (рис. 4-5). Обратите внимание на то , 

какие завихрения создаются вокруг краёв плоской пластины 

на рис. 4-5. 

Рис. 4-6. Корневая часть крыла создаёт интерференционное 

сопротивление. 

больше, чем сумма сопротивлений каждого из баков 

в отдельности, поскольку оба они создают интерференционное 

сопротивление. Зализы и зазоры между 

подъёмными поверхностями и внешними компонентами 

(такими, как радарные антенны, свисающие 

с крыльев), помогают снизить интерференционное 

сопротивление (рис. 4-6). 

Сопротивление поверхностного трения 

Рис. 4-5. Профильное сопротивление. 

Интерференционное сопротивление 

Интерференционное сопротивление возникает при 

смешении воздушных потоков вблизи поверхности летательного 

аппарата. При этом возникают вихревые 

токи и турбулентности, которые препятствуют движению 

воздушного потока. Например, значительное 

интерференционное сопротивление возникает в месте 

сочленения крыла и фюзеляжа у корневой части крыла. 

Воздушные токи, обтекающие фюзеляж и крыло, сталкиваются, 

сливаясь в единый поток, отличный от двух 

своих составляющих. 

Наиболее значительное интерференционное сопротивление 

возникает , когда две поверхности соединяются 

под прямым углом. Для снижения этого эффекта 

применяются так называемые зализы. Если на реактивном 

истребителе установлено два одинаковых крыльевых 

топливных бака, общее сопротивление воздуха 

Сопротивление поверхностного трения - это аэродинамическое 

сопротивление, возникающее при контакте 

движущегося воздуха с поверхностью летательного 

аппарата. Какой бы гладкой и ровной не казалась 

поверхность, при достаточном увеличении она будет 

выглядеть неровной и зазубренной. Входя в контакт с 

поверхностью крыла, молекулы воздуха практически 

останавливаются. Каждый слой молекул над поверхностью 

крыла движется несколько быстрее, чем нижележащий, 

и при некотором удалении от поверхности они 

приобретают ту же скорость, что и воздушный поток, 

обтекающий летательный аппарат. Эта скорость называется 

скоростью свободного потока. 

Область между поверхностью крыла и уровнем свободного 

потока имеет ширину, примерно равную ширине 

игральной карты. Она называется пограничным 

слоем. В верхней части пограничного слоя молекулы 

воздуха движутся с той же скоростью, что и за его пределами. 

Действительная скорость, с которой движутся 

молекулы, зависит от формы крыла, вязкости (способности 

к сцеплению) воздуха, сквозь который движется 

крыло или другая аэродинамическая поверхность, и 

его объёмной упругости (насколько сильному сжатию 

он может быть подвергнут). 

68


Воздушный поток за пределами пограничного слоя 

реагирует на форму краев слоя точно так же, как реагировал 

бы на форму поверхности твёрдого объекта. 

Пограничный слой придаёт любому объекту «э ффек- 

\г ивную» форму, которая обычно несколько отличается 

от физической формы объекта. Пограничный слой 

также может отделяться от объекта, создавая при этом 

эффективную форму, су щественно отличающуюся от 

физической формы объекта. Та кое изменение формы 

пограничного слоя вызывает значительное снижение 

подъёмной силы и увеличение сопротивления. Этот 

эффект называется сваливанием аэродинамической 

поверхности . 

Для того, чтобы уменьшить сопротивление поверхностного 

трения , авиаконструкторы используют утопленные 

крепежи и стараются избежать неровностей, 

выступающих над поверхностью крыла. Кроме того, 

для достижения ровной и гладкой поверхности обшивку 

тщательно шлифуют . Поскол ьку грязь и пыль 

на повер хности обшивки препятствуют свободному 

течению воздуха и увеличивают сопротивление, 

обшивку летательного аппарата необходимо содержать 

в чистоте. 

Индуктивное сопротивление 

Вторым основным видом лобового сопротивления 

является индуктивное сопротивление. Считается доказанным, 

что систем, которые были бы на 100% эффективны 

в механическом смысле, не существует в 

природе. Это означает , что вне зависимости от характеристик 

системы, совершённая ею работа включает в 

себя некоторую часть, которая рассеивается или теряется 

внутри системы . Чем более совершенна система, 

тем меньше эти потери. 

Благодаря своим аэродинамическим свойствам, во 

время горизонтального полёта крыло или несущий 

винт создают необходимую подъёмную силу, но лишь 

ценой определённых неизбежных потерь. Эти потери 

носят название индуктивного сопротивления. 

Индуктивное сопротивление является неотъемлемой 

частью процесса создания подъёмной силы и неотделимо 

от этого процесса. Иными словами, оно всегда 

имеет место при создании подъёмной силы. 

Аэродинамическая поверхность (крыло или лопасть 

несущего винта) создаёт подъёмную силу, используя 

энергию свободного воздушного потока. При этом давление 

на нижней её поверхности всегда больше, чем 

на верхней (принцип Бернулли). В результате воздух 

стремится перетекать из области высокого давления 

(под торцевой кромкой крыла) вверх, в область низкого 

давления (над ней). В непосредственной близости от 

торцевой кромки возникает тенденция к уравниванию 

Рис. 4-6. Рис . 4-7. Торцевые завихрения самолёта-опыливателя. 

давления, которая приводит к появлению бокового 

потока, направленного из-под крыла наружу и вверх. 

Боковой поток отрицательно влияет на угловую скорость 

воздуха у торцевой кромки, создавая завихрения, 

тянущиеся позади аэродинамической поверхности. 

Если смотреть на летательный ап парат со 

стороны 

хвоста, эти з авихрения направлены против часовой 

стрелки у правого торца крыла и по часовой стрелке - 

у левого торца (рис . 4-7). Учитывая направления вращения 

этих завихрений, можно видеть, что они создают 

восходящий поток возле торцевой кромки крыла , и 

снос потока - позади задней кромки крыла . Этот индуктивный 

снос потока не имеет никакого отношения 

к сносу, необходимому длх создания подъёмной силы . 

Фактически, 

он и является причиной возникновения 

индуктивного сопротивления. Чем больше по размеру 

и интенсивности воздушные завихрения и связанный 

с ними снос потока вокруг аэродинамической поверхности, 

тем большее воздействие на полёт летательного 

аппарата оказывает индуктивное сопротивление . Снос 

потока с верхней поверхности крыла у его торцевой 

кромки со здаёт тот же эффект, что возникает при 

наклоне вектора подъёмной силы назад, к хвосту 

летательного аппарата; 

таким образом, подъёмная 

сила отклоняется от перпендикуляра к направлению 

набегающего потока, 

создавая тем самым напр 

авленную назад составляющую. Это и есть индуктивное 

сопротивление. 

Для того, чтобы создать большее отрицательное 

давление на верхнюю кромку аэродинамической 

поверхности, её можно на клонить, увеличивая УА. Если 

УА симметричной аэродинамической по верхности будет 

равен нулю, перепад давлений исчезнет; следовательно, 

не будет сноса потока и свя з анного с ним индуктивного 

сопротивления. В любом случае , по мере роста УА, вместе 

69


достигает своего минимума. Определяя максимальную 

продолжительность и дальность полёта летательного 

аппарата, следует учитывать, что энергия, необходимая 

для преодоления лобового сопротивления, минимальна, 

если минимально сопротивление. 

Аэроди н амическое качество 

Воздушная скорость 

Рис. 4-8. Зависимость лобового со п ротивления от скорости. 

с ним увеличивается и индуктивное сопротивление. 

Можно сказать иначе чем ниже воздушная 

скорость, тем больший УА необходим, чтобы создать 

подъёмную силу, равную ве су летательного аппарата, и 

соответственно, тем выше индуктивное сопротивление. 

Величина индуктивного сопротивления обратно 

пропорциональна квадрату воздушной скорости . 

И наоборот, величина паразитного сопротивления 

прямо пропорционально квадрату воздушной скорости. 

Следовательно, по мере снижения воздушной скорости 

вплоть до скорости сваливания , суммарное лобовое 

сопротивление возрастает, главным образом, за 

счёт резкого роста индуктивного сопротивления. 

Аналогично, когда летательный аппарат достигает своей 

конечной скорости, суммарное лобовое со противление 

снова быстро возрастает из-за резкого роста 

п араз итного сопротивления. Как показано на рис. 4-8, 

существует определённое значение воздушной скорости, 

при котором суммарное лобовое сопротивление 

Лобовое сопротивление - это цена, которая приходится 

платить за возникновение подъёмной силы. 

Отношение подъёмной силы аэ родинамической поверхности 

к испытываемой ею силе лобового сопротив 

ления (У/Х) называется аэродинамическим качеством. 

Это отношение определяет эффективность аэродинамической 

поверхности. Чем выше аэродинамическое 

качество летательного аппарата, тем лучше его 

лёт ные характеристики . Для установившегося полёте · 

с 

постоянными значениями подъёмной силы и силы 

лобового сопротивления вводятся две величины : коэффициент 

подъёмной силы (С) и коэффициент лобового 

сопротивления (CJ Это безразмерные величины, 

характеризующие соответственно подъёмную силу 

аэродинамической поверхности и испытываемую 

ею силу лобового сопротивления при определённом 

угле атаки (рис. 4-9). 

Аэродинамическое качество равно отношению 

С/С,, что эквивалентно отношению подъёмной силы 

к силе лобового сопротивления (У/Х). В формулах расчёта 

подъёмной силы и силы лобового сопротивления 

участвуют следующие величины: У - подъёмная 

сила, Х - сила лобового сопротивления (обе измеряются 

в Ньютонах) , р - плотность воздуха на высоте 

ux 

с,: 

:s: 

:,:: 

а., 

о:: 

а, 

:s: 

ь 

Q. 

с:: 

.2000 

.1800 

.1600 

.1400 

о 

'-' 

е .1200 

о 

а, 

о 

\О 

о .1 000 

о:: 

~ 

а., 

:s: 

.0800 

:::r 

:s: 

-е- 

.0600 

-е- 

(') 

~ 

.0400 

.0200 

а., 

18 

:s: 

:,:: 

а., 

а 

:s: 

16 

... 

о 

Q. 

с:: 

14 8 

12 

а., 

о 

а:, 

о 

\О 

о 

о:: 

10 --- 

о:: 

"' 

:s: 

'-' 

8 

с,: 

6 

4 

2 

:,:: 

"' ::;; 

,а., 

EJ: 

о 

i::: 

о 

Крити ч еский угол атаки 

Рис. 4-9. Зависимост ь коэффициента п одъём н ой силы от угла атаки. 

70


полёта (кг/м 3 ), V - скорость воздушного потока (м/с), 

S - площадь аэродинамической поверхности (м/с). 

Коэффициент Сх равен отношению давления лобового 

сопротивления к динамическому давлению. При 

низких углах атаки коэффициент лобового сопротивления 

обычно невелик, и небольшие изменения угла 

атаки практически не влияют на него. Но при высоких 

углах атаки даже незначительные изменения угла вызывают 

значительные изменения величины лобового 

сопротивления. 

Cyxpxv 2 xs 

У=-=----- 

2 

Приведённые выше формулы включают в себя коэффициенты 

подъёмной силы (СУ) и лобового сопротивления 

(С) соответственно. Форма аэродинамической поверхности 

и других создающих подъёмную силу компонентов 

(например, закрьиков) влияет на величину подъёмной 

силы, меняя её при изменении УА. Аэродинамическое 

качество используется для количественной оценки соотношения 

подъёмной силы и лобового сопротивления и 

равно отношению коэффициента подъёмной силы к коэффициенту 

лобового сопротивления СС/С). 

На рис. 4-9 видно, что кривая подъёмной силы (красная) 

для данной секции крьиа достигает максимума при 

УА, равном 20 ° , а затем резко идёт вниз. Таким образом, 

УА в 15 ° является критическим углом атаки (углом сваливания). 

Кривая лобового сопротивления (жёлтая) 

начинает быстрый подъём после УА 6 ° и превышает 

кривую подъёмной силы при УА 21 °. Кривая аэродинамического 

качества (зелёная) достигает максимума при 

УА 6 ° , и это означает, что при таком угле атаки наибольшая 

подъёмная сила достигается при наименьшем лобовом 

сопротивлении. 

Обратите внимание, что максимум аэродинамического 

качества (У /Х) max достигается при единственных 

значениях СУ и УА. Если в условиях установившегося полёта 

достигнут максимум (У /Х) max' суммарное лобовое 

сопротивление снижается до минимума. При изменении 

угла атаки в большую или меньшую сторону относительно 

того значения, при котором достигнут максимум 

аэродинамического качества, суммарное лобовое сопротивление 

при неизменной подъёмной силе начнёт расти. 

На р ис. 4-9 зна ч е нию (У /Х) max 

соотве т ствует ниж н яя 

точка оранжевой линии (суммарное лобовое сопротивление). 

Конструкция летательного аппарата существенным 

образом влияет на аэродинамическое качество. 

Вес 

Сила тяготения - это сила, которая стремится притянуть 

все тела к центру Земли. Центр тяжести (ЦТ ) летательного 

аппарата можно рассматривать как точку, в 

которой сосредоточен весь его вес. Если ЛА подвесить 

в его ЦТ, он будет находится в равновесии при любом 

положении. Следует заметить, что ЦТ играет важную 

роль в аэродинамике, поскольку его расположение 

существенным образом влияет на устойчивость летательного 

аппарата в воздухе. 

Расположение ЦТ каждого ЛА определяется его конструкцией. 

Дизайнеры находят положение центра давления 

и размещают ЦТ перед ним. Это делается для 

того, чтобы при любой заданной скорости полёта обеспечить 

стабилизирующий момент, достаточный для 

восстановления равновесия сил. 

Вес соотносится с подъёмной силой вполне определённым 

образом. Это соотношение достаточно простое, 

но крайне важное для понимания аэродинамики 

полёта. Подъёмная сила - это направленная вверх 

сила, действующая на крыло перпендикулярно направлению 

относительного ветра. Подъёмная сила 

необходима для того, чтобы противодействовать весу 

ЛА (который возникает благодаря силе тяготения, действующей 

на массу ЛА). Вес (сила тяжести) направлен 

вниз и приложен к ЦТ летательного аппарата. Если во 

время установившегося горизонтального полёта подъёмная 

сила равна весу, ЛА будет находиться в состоянии 

равновесия, не снижаясь и не набирая высоту. Если 

подъёмная сила меньше веса, ЛА теряет высоту, если 

больше - набирает её. (рис. 4-4). 

Подъёмная сила 

Пилот имеет возможность управлять подъёмной силой. 

Всякий раз, как пилот перемещает штурвал или 

ручку управления вперед или назад, УА меняется. При 

росте УА увеличивается и подъёмная сила (при прочих 

равных факторах). Когда летательный аппарат достигает 

максимального УА, подъёмная сила начинает быстро 

падать. Это значение УА называется критическим 

углом атаки и обозначается как акр' Обратите внимание, 

как значение С У 

растет до достижения критического 

угла атаки, а затем резко падает при дальнейшем 

увеличении УА. 

Прежде чем продолжить изложение вопроса, следует 

сделать несколько замечаний относительно скорости 

полёта. Форма крыла или несущего винта может 

считаться эффективной только в том случае, если они 

непрерывно «атакуют» воздух. Для того, чтобы продолжать 

полёт, создающая подъёмную силу аэродинамическая 

поверхность должна постоянно двигаться. В 

71


случае вертолёта или автожира эт о достигается за счёт 

вращения лопастей несущего винта. Для других т ипов 

ЛА, таких , как самолёт, дельтаплан или пл а нёр , необходимо 

обеспечить движение воздуха вдоль подъёмной 

поверхности . Это достигается благодаря поступательной 

скорости ЛА. Подъёмная сила пропорциональна 

квадр ату скорости ЛА . Например , если ЛА д вижется со 

скоростью 400 км/ч , действующая на него подъёмная 

сила в четыре раза бол ьше , чем в случае , если бы тот же 

ЛА двигался со скоростью 200 км /ч. 

Фактически , если с корость ЛА увеличивается , а УА 

остаётся неизменным , он не может продолжать горизонтальный 

пол ё т на постоянной высоте . Подъёмная 

сила будет расти, и в результате этого ЛА станет наби 

рать высот у. Поэтому, для сохранения баланса м ежду 

подъёмной силой и весом и продолжения горизонтального 

полёта в состоянии равновесия при увеличе 

нии скорости, подъёмная сила должна уменьшаться . 

Обычно это достигается за счёт снижения УА (опускания 

носа). И наоборот , при за медлении летательного 

а ппар ата для сохранения достаточной подъёмной 

силы необходи м о увеличение УА . Конечно , существует 

пред ел увеличения УА, при котором произойдёт 

сваливание . 

При прочих равных условиях , каждому УА соотве т 

ствует некоторая во здушная скорость , необходим ая 

для сохран е ния высоты при горизонтальном устано 

вившемся полёте . Поскольку аэродинам ическая пов 

ерхность всегда входит в состояние сваливани я при 

одном и том же УА, при повышении веса лет атель 

ного аппарата подъёмная сил а также должна быть 

ув еличена . Единственный способ увеличения подъё 

мной силы состоит в повышении воздушной скорости 

(при этом УА следует сохранять постоянным и 

чуть меньшим, чем критический угол атаки, или угол 

сваливания) . 

Подъёмная сила и лобовое сопротивление непосредственно 

зависят от пл отности воздуха . На плотность 

воздуха влияют такие факторы , как а т мосферное 

давление , температура и влажность. На высоте 5,5 км 

плотность воздуха вдвое меньше , чем на уровне м оря. 

Для сохранения подъёмной силы при з аданно м УА, с 

увели ч ением высоты истинная во здушная скорость ЛА 

должна во з растат ь . 

Тёплый воздух имеет меньшую плотность, чем холодный 

, а влажный имеет меньшую плотность , чем 

сухой . Поэтому в тёплый и сырой день при _ зад анном 

угле атаки ЛА должен двиг аться с большей истинной 

воздушной скоростью , чем в холодный и сухой. 

Если плотность во здуха снижается, а суммарную 

подъ ёмную силу необходи мо сохранить равной суммарному 

весу ЛА , должно быть увеличено значение ка 

кого-либо из других факторов, влияющих на величину 

подъёмной силы. 

Обычно увеличивают либо во здушную 

скорость , либо УА, поскольку эти величины напрямую 

контролируются пилотом. 

Подъёмная сила может варьиров аться в широком диапазоне 

в з ависимости от площади крыла (при условии, 

что горизонтальная проекция крыла не меняется) . Если 

д в а крыла имеют одинаковые пропорции и состоят 

и з одних и тех же аэродинамических поверхностей , 

крыло с площадью горизонтальной проекции 100 м 2 

при одном и том же УА способно создавать подъёмную 

силу вдвое большую , 

чем крыло с площадью 50 м 2 • 

С точки зрения пилота, главными аэрод инамическими 

факторами явл яются подъёмная сила и скорость 

, 

поскольку э тим и факторами он может управлять 

непосредственно и с высокой степенью точности. 

Конечно , пилот также может контролировать плотность 

воздуха, меняя высот у, а также у правлять площа 

дью крыла (если ЛА снабжён з акрылками, увеличивающими 

эту площадь). Однако в большинстве случаев для 

маневрирования пилоту достаточно контролировать 

подъёмную силу и скорость. Например, в установив 

шемся прямолинейном полёте для сохранения постоянной 

высоты подъёмная сила устанавливается таким 

образом, чтобы соответствовать крейсерской скорости 

ЛА, сохраняя состояние равновесия, при котором подъёмная 

сила равна весу. При заходе на посадку, если 

пилот хочет приземлиться с минимальной в озможной 

скоростью , необходимо увеличить подъёмную силу 

почти до максимума, чтобы сохранить равновесие 

между нею и весом ЛА . 

Завихрения на кольцевой части крыла 

О бразование за вихрений 

Создавая подъёмную силу, аэродинамическая поверхность 

вызывает также инду ктивное сопротивление. 

Когда крыло движется с положительным УА, возникает 

перепад давлений между его верхней и нижней 

поверхностями . Давление над крылом меньше , чем 

ат м осферное, а под крылом - равно или превышает 

атмосферное . Поскольку воздух перемещается из области 

высокого давления в область низкого, а путь наи 

меньшего сопротивления пролегает через концевую 

часть крыла, воздух движется вдоль размаха крыла с 

нижней его поверхности в сторону от фюзеляжа и вокруг 

торцов крыльев. Возле концевых частей крыльев 

воздушный поток «рассеивается », создавая воздушные 

воронки , на зываемые завихрениями (рис. 4-10). 

В то же время, в оздух на верхней поверхности крыла 

движется по направлению к фюзеляжу, в сторону от 

задней кромки крьта. Этот воздушный поток обра 

зует аналогичные завихрения на внутренней части 

з адней кром ки аэродинамической поверхности, но их 

72


верхней и нижней поверхностями крьта и увеличивается 

боковой сдвиг воздушного потока; следовательно, 

при это м возникают более интенсивные зави х рения 

, усиливается турбулентность и растёт индуктивное 

сопротивление . 

V 

На рис. 4-10 и з ображён процесс образования концевых 

вихрей крьта . Интенсивность з авихрений прямо 

пропорциональна весу летательного аппарата и обратно 

пропорциональна размаху крьтьев и его во здушной скорости. 

Это означает, что чем тяжелее и медленнее ЛА, 

тем больше УА и тем сильнее концевые вихри крьта. 

Кроме того, концевые вихри максимальной интенсивности 

образуются во время взлёта , набора высоты и приз 

емления ЛА. В полёте эти завихрения представляют реальную 

опасность, со здавая турбулентность. 

Как и збежать ту р булентности сп утного следа 

Согласно авиационной поговорке , концевые вих ри 

Рис. 4-10. Торцевые завихрения. 

интенсивность незначительна, поскольку движение потока 

ограничи в ается фюзеляжем. Таким образом, откло 

нения в движении воздушного потока максимальны у 

внешних торцов крыльев, где свободный боковой поток 

имеет наибольшую интенсивность. 

Изгибаясь вокруг концевой части крьта , воздушный 

поток сливается со спутной струёй и формирует кон 

цевой вихрь, вращающийся с высокой скоростью. Эти 

завихрения увеличивают лобовое сопротивление, поскольку 

на создание турбулентности расходуется определённая 

часть энергии . При создании аэродинам ической 

поверхностью подъёмной силы неизбежно возникает 

индуктивное сопротивление и создаются концевые 

вихри крьта . 

С ростом УА увеличиваются к ак подъё мная сила , так 

и индуктивное сопротивление. Это происходит потому, 

что при увеличении УА растёт перепад давлений между 

к рыла имеют наибольшую интенсивность, когда ЛА 

«тяжёлый , гл адкий и м едле нный » . Такие состояния 

обычно имеют место при взлёте и посадке , поскольку 

в этих случаях УА летательного аппарата максимален. 

Чтобы миними зировать вероятность пролёта сквозь 

турбулентность спутного следа другого самолёта: 

• избегайте п ерес ечения траектории полёта другого 

самолёта; 

• при взлёте позади другого самолёта поворачивайте 

в более р а нней точке , чем он ; 

• избегайте следования за другим самолётом 

по схожей траектории в эшелоне шириной 

менее 300 м (рис . 4-11); 

• при посадке позади другого самолёта приближайтесь 

к взлётно-посадочной дорожке по более высокой 

траектории , чем у первого самолёта, и касайтесь 

з емли впереди точки , в которой коснулось 

земли шасси первого самолёта (рис. 4-12). 

Зависший вертолёт со здаёт снос потока со своего 

основного несущего винта (винтов) , сходный с 

Избегание 

Р ис. 4-11. Избегание следования за другим ЛА на высоте менее 400 м . 

73


начало сnутноrо следа 

Qтрыв 

Касание 

Рис. 4-12. Избегание турбулентности, создаваемой другим ЛА . 

завихрениями на крыльях самолёта. 

Чтобы избежать 

воздействия создаваемого зависшим вертолётом сноса 

воздушного потока, 

пилоты небольших самолётов не 

должны приближаться к нему на расстояние, меньшее 

трёх диаметров несущего винта. В прямолинейном полёте 

энергия этого сноса потока преобразуется в пару 

мощных и высокоскоростных концевых вихрей, схожих 

с концевыми вихрями крыла большого самолёта. 

Пилоты вертолётов должны избегать 

возникновения 

завихрений, поскольку в горизонтальном полёте вертолёт 

часто двигается с достаточно малой воздушной 

скоростью и в силу этого может создавать чрезвычайно 

интенсивную турбулентность спутного следа . 

При оценке конфигурации турбулентности спутного 

следа ветер является очень важным фактором, потому 

что концевые вихри дрейфуют вместе с ветром и с его 

скоростью. Например, при скорости ветра 20 км/ч концевые 

вихри перемещаются со скоростью примерно 

300 м/мин в направлении ветра. При следовании позади 

другого ЛА во время выбора точки взлё та или посадки 

пилот должен учитывать скорость и направление 

ветра В случае, если определение точки в злета или 

посадки другого ЛА невозможно, следует выждать не 

менее трёх минут. Этого времени достаточно для того, 

чтобы турбулентность спутного следа рассеялась . 

Эффект влияния земли 

В непосредственной близости от земли (или воды) 

летательный аппарат может двигаться с несколько 

меньшей воздуш ной скоростью, чем на значительной 

высоте. Это является результатом явления , о котором 

знают многие опытные пилоты, хотя далеко не все понимают 

его физический смысл. 

Когда летательный аппарат приближается к поверхности 

земли (или воды) на расстояние нескольких 

мет ров , трё хмерная картина воздушного потока вокруг 

него меняется, поскольку вертикальная составляющая 

потока начинает ограничиваться земной 

Рис . 4-13. Влияние земли изменяет воздушный поток . 

поверхностью. Это влияет на сносы потока вверх и 

вниз, а также на концевые вихри крыльев (рис. 4-13). 

Эффект влияния з емли, таки м обра зом, представляет 

собой воздействие поверхности земли (или 

воды) на воздушный поток, огибающий летательный 

аппарат в полёте. 

Хотя вблизи земли меняются аэродинамические характеристики 

поверхности всех аэродинамических 

поверхностей ЛА, в основе эффекта влияния земли лежит, 

прежде всего, изменение характеристик крыла. 

По мере приближения к земле (при неизменном коэффициенте 

подъё мной силы) происходит постепенное 

снижение интенсивности сноса потока вверх и вниз , а 

также концевых вих рей крыла . 

Побочным эффектом создания аэродинамической 

поверх ностью подъёмной силы является индуктивное 

сопротивление: крыло или несущий винт поднимают 

летательный аппарат, просто ускоряя движения 

воздушной массы вниз. Конечно, существенную роль 

играет и область пониженного давления над аэродинамической 

поверхностью, но это только один из 

факторов, создающих направленное вниз толкающее 

воздействие на воздушную массу. Чем больше нисходящий 

снос потока, тем сильнее крыло толкает воздушную 

ма ссу вниз . На высоких углах атаки индуктивное 

сопротивление существенно возрастает, а поскольку в 

реальном полёте рост угла атаки обычно сопряжён со 

снижением воздушной скорости, можно сказать , что 

на низких скоростях индуктивное сопротивление является 

преобладающим . 

74

1 1 1 l l 111 

В~е зон~ влиян~я земли 

11 

1 ,.,11' 

11 ~(! 1 11111111 1111 1111 

1 1 

1 11 ' 111), ,' 1 ! "1' 111 

i I 1 

j, 1 1 1 k1.{ 1 1 1 1 1 1 1 1 1 

Скорость 

Рис. 4-14. Эффект влияния земли изменяет лобовое сопротивление и подъёмную силу. 

/ / 

В зоне влияния земли 1, 

. f~ V +, 

~ 


! 111 1 l' ,r l i [ fl 

L 1 1 11 i 

1~ 

n\l 1 i 1 1 

1 

111 1 

j 1 ' 

! - 

'% 

1 

1 11 

1 

/ J 1 i 

i 11 1 1 1 ~ 1 1 

1 1 1 l ,JJ ~1111 

1,11 v l 1 

Вне зоны влияния земли 

1111 111 i 11 1 1 

11 j '~ ! 1 1 1 

1 1 11, 

м 11111 11 1 ! 1 1 1 1 

Угол атаки 

1 

1 

1 

1 

! 

1 

Однако снижение интенсивности концевых вихрей 

крыла вследствие эффекта влияния земли и з 

меняет распределение подъёмной силы по размаху 

крыла, уменьшая УА и индуктивное сопротивление. 

Поэтому для сохранения неизменного СУ в условиях 

эффекта влияния земли крылу необходим меньший 

УА. Если УА сохраняется постоянным, это приводит к 

увеличению С У (рис. 4-14). 

Эффект влияния земли влияет также и на величину 

силы тяги, необходимой для достижения определённой 

скорости . Поскольку при низких скоростях индуктивное 

сопротивление преобладает, на малой скорости 

снижение индуктивного сопротивления из - за эффекта 

влияния земли вызывает наиболее значительное снижение 

силы тяги, необходимой для преодоления паразитного 

и индуктивного сопротивления. 

Снижение интенсивности индуктивного потока 

из-за эффекта влияния земли приводит к существенному 

снижению индуктивного сопротивления, но 

практически не влияет на паразитное сопротивление. 

В результате снижения индуктивного сопротивления 

при малых скоростях снижается и тяга. И зм енение 

интенсивности сносов потока вниз и вверх, а также 

концевых вихрей крыла из - за эффекта влияния земли 

может привести к увеличению аэродинамической (позиционной) 

ошибки. В большинстве случаев, влияние 

земли вызывает повышение показаний приёмника ста 

тического давления и снижение приборных показаний 

воздушной скорости и высоты полёта . Таким образом , 

вблизи земли допустимы меньшие значения приборной 

скорости, чем это обычно необходимо. 

Для того, чтобы влияние земли было достаточно 

значительным, крыло должно находиться в непосред 

ственной близости к земной поверхности. Одним из 

прямых следствий эффекта влияния земли является 

изменение индуктивного сопротивления при измене 

нии расстояния от крыла до земли и пос т оянном С У . 

Когда высота крыла над землёй равна его размаху, ин 

дуктивное со п ротивление снижается всего на 1,4о/о. 

Однако, когда крыло находится на высоте, в четыре 

раза меньшей его размаха, индуктивное сопротивле 

ние снижается на 23,So/o, а когда высота в десять раз 

меньше размаха крыла - на 47,бо/о. Другими словами, 

значительное снижение индуктивного сопротивления 

происходит только тогда , когда крыло расположено 

очень близко к земле. Поэтому эффект влияния земли 

обычно учитывается при отрыве от земной поверхности 

(во время взлёта) или при касании с нею (во 

время посадки). 

Во время фазы отрыва эффект влияния земли приводит 

к нескольким важным следствиям. ЛА , выходя 

щий из зоны влияния земли (после взлёта) , испытывает 

воздействия, обратные тем, которые испытывает при 

входе в эту зону (во время приземления) . Так, выходящий 

из зоны влияния земли ЛА: 

• нуждается в увеличенном УА для сохранения постоянного 

С У; 

• испытывает повышение индуктивного сопротивления 

и нуждается в увеличенной тяге ; 

• испытывает снижение устойчивости и кабрирую 

щие изменения крутящего момента; 

• испытывает снижение показаний приёмника 

статического давления и увеличение приборной 

скорости . 

Эффект влияния земли должен учитываться при 

взлёте и посадке. К примеру, если пилот не понимает, 

как влияние земли меняет поведение ЛА, рекомендо 

ванная скорость отрыва может не быть достигнута, 

что очень опасно. Благодаря снижению сопрот ивления 

может показаться, что ЛА способен оторваться от 

земли раньше , чем будет достигнута рекомендованная 

скорость. 

Е сли ЛА выходит из зоны влияния земли с 

недостаточной скоростью, увеличение индуктивного 

сопротивления может привести к тому, что параметры 

набора высоты окажут ся неудовлетворительными. В 

чрезвычайных условиях, таких, как высокий полётный 

вес, значительная высота п о плотности и высокая 

температура, воздушная скорость может позволить 

75


Тангаж - Крен Рыскание 

Рис. 4-15. Оси ЛА. 

ЛА подняться в воздух, но окажется неспособной поддерживать 

полёт вне зоны влияния земли. В этом случае, 

едва оторвавшись от земли, ЛА может опять опуститься 

на ВПП. 

Пилот не должен пытаться заставить ЛА подняться в 

воздух при недостаточной скорости. Для обеспечения 

приемлемых начальных параметров набора высоты 

необходимо достигнуть скорости отрыва, рекомендованной 

производителем ЛА. Также очень важно, чтобы 

шасси и закрылки убирались только после достижения 

стабильного набора высоты. Никогда не убирайте 

шасси и закрылки раньше, чем будет достигнута положительная 

скорость набора высоты, и только после достижения 

безопасной скорости. 

Если во время фазы посадки ЛА входит в зону влияния 

земли с постоянным УА, он испытывает увеличение С У 

и снижение необходимого уровня тяги, что может вызвать 

эффект «неустойчивости». Из-за снижения лобового 

сопротивления и падения скорости в зоне влияния 

земли период «неустойчивости» бывает весьма продолжительным 

. По мере приближения ЛА к точке касания 

с землёй, эффект влияния земли начинает оказывать 

на него существенное влияние, в наибольшей степени 

проявляясь на высотах, меньших, чем ра змах крыла. Во 

время последней фазы полёта (непосредственно перед 

посадкой) необходимо снизить мощность двигателя; 

в противном случае избыточная тяга не позволит ЛА 

опуститься на уровень желаемой глиссады . 

Оси летательного аппарата 

Оси ЛА-это три воображаемых линии, проходящие через 

его ЦТ под прямыми углами друг к другу. Их можно 

рассматривать как своего рода направляющие, вокруг 

которых поворачивается ЛА в процессе движения. Ось, 

проходящая от носа до хвоста, называется продольной, 

соединяющая концевые части крыльев - поперечной , 

а идущая через ЦТ сверху вниз - вертикальной . При 

любом изменении положения ЛА в воздухе он враща 

ется вокруг одной или более своих осей (рис. 4-15). 

Движение ЛА вокруг своей продольной оси напоминает 

поперечное покачивание морского корабля. 

Фактически, названия, используемые для обозначения 

движения ЛА вокруг своих осей, 

первоначально 

возникли в морском деле и были приняты в авиации 

из-за сходства движения ЛА и морских кораблей. 

Перемещение ЛА вокруг своей продольной оси называется 

«крен», вокруг поперечной оси - «тангаж», вокруг 

вертикальной оси - « рыскание». Рыскание - это горизонтальное 

(вправо и влево) движение носа ЛА. 

Три угловых движения самолёта обычной схемы 

(крен, тангаж и рыскание) контролируются трёмя 

управляющими поверхностями. Крен контролируется 

элеронами, тангаж - рулями высоты, рыскание - рулём 

направления. 

Использование этих управляющих 

компонен тов подробно обсуждается в главе 5, «Системы 

управления полётом» . 

Другие виды ЛА могут использовать иные методы 

управления движением вокруг ос ей. Например, пилот 

ЛА , управляемого переносом веса, контролирует две 

оси (крен и тангаж), используя А-образную раму, которая 

висит на гибком крыле и прикреплена к трёхколёсному 

шасси. Такие ЛА упра вляются перемещением горизонтальной 

(управляющей) шт анги. Примерно так 

же происходит управление дельтапланом (рис. 4-16). 

Такие летательные средства называются «ЛА, управляемые 

переносом веса » , поскольку пилот уп равляет ЛА, 

меняя положение его ЦТ. 

В случае парамотора (моторного параплана), 

управление ЛА обеспечивается изменением формы 

76


,, 

! 

Ри с. 4-16. ЛА, управляемый переносом веса. 

Р ис. 4-17. Парамотор. 

аэрод инамической поверхности посредством строп . 

Крыло парамотора - это пар ашют , имеющий выпуклую 

внешнюю поверхность и пологую нижнюю. Две 

поверхности ра зд еле ны рёбрами, действующи м и как 

ячейки, которые открыты для во здушного потока у 

передней кромки и имеют внутренние отверстия для 

пропускания поперечного потока. Принцип полёта такого 

ЛА основан на том , что давление в ячей ке выше , 

чем внешнее давление , что превращает её в своего рода 

« крыло», действующее в полёте как аэродинамическая 

поверхност ь. Пилот и пассажир сидят друг за другом 

перед двигателем , располагающимся в задней части 

аппарата. П л анер ЛА присоединяется к парашюту в 

двух точках посредством строп. Управление обеспечивается 

к ак регулировкой мощности двигателя, та к и 

изменением профиля аэродинамической поверхности 

через управляющие стропы (рис. 4-17). 

Оси летательного аппарата 

Согласно законам физики, тело, находящееся в состо 

янии свободного вращения, всегда вращается вокруг 

своего ЦТ. В аэродинамике величина , характеризующая 

склонность ЛА к вращению вокруг своего ЦТ, называется 

мом ентом. Момент зависит от приложенной 

силы и расстояния , на котором эта сила приложена. 

Плечом момента называется расстояние от начала отсчёта 

(референсной точки) до точки приложения силы. 

При расчётах веса и балансировки моменты определяются 

как произведение плеча момента на вес ЛА и измеряются 

в ньютон-метрах (Н·м) . 

При проектировании ЛА его ЦТ обычно располагают 

на расстоянии примерно 1/ 5 длины средней аэродинамической 

хорды (САХ) от его носа. В этом случае , при 

изменении мощности двигат еля ЛА не будет совершать 

движ е ния тангажа, и момент всегда будет остават ься 

не и змен н ым. Хотя конструкторы м огут до некоторой 

степени контролировать точки приложения сил лобового 

сопротивления, они не всегда способны сделать 

так , чтобы и х равнодействующая была приложена к 

ЦТ летательного аппарата. Однако , они в полной степени 

могут контролировать размер и расположение 

хвостового оперения. Цель заключается в том, чтобы 

уменьшить моменты тяги, лобового сопротивления и 

подъёмной силы до минимума , обеспечив продольное 

равновесие ЛА в любых условиях. 

Во время полёта пилот не может н а прямую контролировать 

приложение сил, действующих на ЛА . Он может 

лишь управлять расположением центра тяжести (через 

изменение УА). Но такое изменение немедленно приводит 

к изменению всей совокупности сил. Например, 

измене ние воздушной скорости приводит к изменению 

подъёмной силы, а также меняет лобовое сопротивление 

и силы , действующие на хвостовое оперение ЛА. 

Реагируя на такие воздействия , как турбулентность 

или порывы ветра 

(стремящиеся изменить положение 

ЛА) , пилот обеспечивает противодействующие 

управляющие силы, 

которые должны скомпенсировать 

эти изм енения. 

У некоторых ЛА расположение ЦТ может меняться в 

зависимости от веса и положения гру з а на борту. Для 

противодействия изменениям сил , связанным с выгоранием 

топлива и загрузкой/разгрузкой груза и пассажиров 

, используются триммеры. Триммеры руля высоты 

и регулируемые горизонтальные стабилизаторы - это 

ком поненты конструкции, позволяющие пилоту балансировать 

ЛА при изменениях гру з а на борту. Без 

тримминга постоянная необходимость выполнять балансировку 

больших ЛА во время полёта вызывала бы 

чре з мерную нагрузку на пилотов , утомляя их . 

77


Характеристики конструкции ЛА 

Динамическая устойчивость 

Каждый ЛА реагирует на управляющее усилие (или сопротивляется 

ему) по-своему. Например, тренировочный 

самолёт мгновенно откликается на сигналы органов 

управления, а транспортным самолётом управлять 

гораздо сложнее. Эти особенности являются частью 

конструкторского замысла и позволяют выполнять 

стоящие перед ЛА задачи, обеспечивая достаточную 

устойчивость и возможность маневрирования. Ниже 

будут просуммированы наиболее важные аспекты 

устойчивости, маневренности и управляемости ЛА, 

описаны методы их анализа и влияние на них различных 

полётных условий. 

Статическая устойчивость 

Статической устойчивостью называется стремление 

тела вернуться в положение равновесия. В авиации она 

определяется как исходный отклик ЛА на отклонение 

от первоначального УА, скольжение или крен. 

• Положительная статическая устойчивость 

исходное стремление ЛА вернуться к первоначальному 

состоянию равновесия после его 

нарушения (рис. 4-18). 

• Нейтральная статическая устойчивость исходное 

стремление ЛА оставаться в новом состоянии 

после того как его равновесие будет 

нарушено (рис. 4-18). 

• Отрицательная статическая устойчивость - исходное 

стремление ЛА удаляться от состояния 

равновесия после того, как оно будет нарушено 

(рис. 4-18). 

Статическая устойчивость была определена как исходное 

стремление ЛА вернуться в состояние равновесия 

после того, как он было нарушено. Иногда первоначальное 

стремление отличается от окончательного 

(или даже противоположно ему). Поэтому необходимо 

отделить первое от второго. 

Динамическая устойчивость определяется как 

протяжённый во времени отклик ЛА на отклонение 

от первоначального УА, скольжение или 

крен. Этот вид устойчивости также имеет три 

разновидности (рис. 4-19): 

• Положительная динамическая устойчивость - с 

течением времени, амплитуда движения отклонённого 

объекта уменьшается, и он возвращается 

в состояние равновесия. 

• Нейтральная динамическая устойчивость - будучи 

выведенным из состояния равновесия, отклонённый 

объект не меняет со временем амплитуду 

своего движения. Этот случай можно проиллюстрировать 

поведением изношенного автомобильного 

амортизатора. 

• Отрицательная динамическая устойчивость - с 

течением времени выведенный из состояния равновесия 

объект всё сильнее удаляется от него. 

Устойчивость ЛА существенно влияет на следующие 

его характеристики: 

• Маневренность - способность ЛА свободно маневрировать 

и выдерживать напряжения, вызванные 

манёврами. Она определяется весом ЛА, его инерционностью 

и размером, расположением системы 

управления полётом, его структурной прочностью 

Положительная статическая Нейтральная статическая Отрицательная статическая 

устойчивость устойчивость устойчивость 

Приложенная 

сила 

Приложенная 

сила 

lilриложенная 

сила 

- ' 

' 

/ 

L 

Рис. 4-18. Виды статической устойчивости. 

78

Глава 4. Аэродинамика п олёта 

1 1 

1 1 

1: 111 l,1lil 2 111111 !11111 il 111 l!, 

1 ,11 11 

11 

-- 

11 111 (1 ! У' 111 ~J11i:'~:·I : J. 1 1 1 / 1 J~ я 

lj ~W1, 1jl1 { 11 jl 1 lif~,,jl1 1,~ 11 

1 

11 ! 1 1 11 !11 1 Н~ия 

J 1 1111 j J ' ·. !, 1 1 1 1 ~ Положительная статическая ', 11 1 1 Нарастающие колебания 

11 1 I И , 1 I / (положительная динамическая) llJij · 

'1 

1 

,11 ~(1 1'.1. 

11 \ 1,11 11 /1 Р1 1 ,1, ill\ 1~" . ,1 ! 1 1111, ll i°'.11 1' 

J : iШ r ; , i, : 1 · 1 ,i 

',t 1 1 ,, 

1 1 

1 

1 

1 

i: ! ! 1 . 

1 

1 11 1 1 1 11 11 • 

, 

1 

1 

1 1 

1 ~ 1 , , 1 1 1 1 1 ! ~ 1 l - 11 1 1 1, 1 : 

\ J [ 1 j l Положительная статическая .... , 11 J I Положительная статическая 

1 

1 1 1 

(нейтральная динамическая) I N.i 1 

; 1 (отрицательная динамическая) 

111 11111 111 11 i 111' 11";' 1 ; 1 111 111 1 1 11 1 11 

1 

Рис. 4-19. Затухающая и незатухающая устойчивость. 

и характеристиками силовой установки - 

то есть, 

конструктивными параметрами ЛА. 

• Управляемость - способность ЛА отвечать на 

у п равляющие действия пилота, особенно в отношении 

траектории полёта ЛА и его 

поведения 

в воздухе. Она показывает, насколько быстро и 

точно ЛА откликается 

на управляющие сигналы 

при маневрировании, безотносительно к степени 

устойчивости ЛА. 

Продольная устойчивость (устойчивость п о тангажу) 

При проектировании ЛА значительное внимание уделяется 

обеспечению необходимой устойчивости вдоль 

всех трёх осей. Однако считается , что в наибольшей 

сте п ени влиянию изменений подвержена продольная 

устойчивость. 

Продольная устойчивость - качество , делающее ЛА 

устойчивым в направлении его продольной или вокруг 

поперечной осей (имеется в виду движение по 

тангажу, когда во время полёта нос ЛА перемещается 

вверх и вниз). Продольно неустойчивый ЛА при смеще 

нии носа вверх или вниз склонен постепенно уходить 

в очень крутые подъём или пике соответственно, либо 

даже в сваливание . Поэтому продольно неустойчивые 

ЛА могут быть сложны, а иногда - опасны 

для пило т ирования . 

Статическая продольная устойчивость или неустойчивость 

ЛА зависит от трёх факторов: 

1. расположения крыла по отношению к ЦТ ; 

2. расположения горизонтального хвостового оперения 

по отношению к ЦТ; 

3. площади или размера хвостового оперения . 

При анализе устойчивости следует помнить, что 

свободно вращающееся тело всегда поворачивается 

вокруг своего ЦТ . 

Для достижения статической продольной устойчивости 

необходимо обес п ечить следующее соотношение 

моментов крыла и хвостового оперения: если нос предварительно 

уравновешенного ЛА внезапно поднимется 

(или опустится), моменты крыла и хвостового оперения 

должны измениться таким образом, чтобы сумма 

их сил создала неуравновешенный, но восстанавливающий 

момент , который, в свою очередь, опустит 

(или , соо т ветственно , п однимет) нос ЛА в первоначальное 

положение. 

Ц ентр давления (ЦД) большинства асимметричных 

аэродинамических поверхностей обычно меняет своё 

продольное положение при изменении УА. С увеличением 

УА ЦД , как правило, перемещается вперед, а с 

уменьшением - назад . Таким образом, когда УА крыла 

увеличивается , ЦД сдвигается назад, и подъёмная сила 

начинает ещё активнее толкат ь переднюю кромку 

крыла вверх. Это явление определяет изначальную неустойчивость 

крыла. Примечание: ЦД также называют 

центром подъёмной силы (ЦПС). 

На рис . 4-20 изображён самолёт во время установившегося 

горизонтального полёта. Зелёная линия соответствует 

продольной оси ЛА и соединяет ЦТ с точкой Т 

на хвостовом стабилизаторе. 

Большинство ЛА проектируется таким образом, 

чтобы ЦД крыла находился позади ЦТ. При этом ЛА становится 

«перетяжелённым на нос», и возникает необходимость 

в действующей на горизонтальный стаби 

лизатор и на п равленной вниз небольшой силе, которая 

будет уравновешивать ЛА и препятствовать его входу 

79


Крейсерская скорость 

Низкая скорость 

Рис. 4-20. Продольная устойчивость . 

в пикирование. Для того, чтобы скомпенсировать такую 

« перетяжелё нность носа », хвостовой стабилизатор 

должен находиться под небольшим отрицательным 

УА. Тогда возникает сила, которая тянет хвост ЛА вниз, 

уравновешивая « тяжёлый » нос . Таким образом, линия 

ЦТ-ЦД-Т выступает в качестве свое го рода «рычага », 

создающего направленную вверх силу (в точке ЦД) и 

Высокая скорость 

Меньшая хвостовая нагрузка 

две направленные вниз силы, уравновешивающие друг 

друга: первая - значительная по величине сила, приложенная 

к ЦТ, и другая (существенно меньшая), приложенная 

к точке Т (направленное вни з давление, действующее 

на стабилизатор). Проиллюстрируем этот 

физический принцип так: если закрепить железный 

прут в точке ЦД, а в точке ЦТ подвесить на него тяжёлый 

груз , для сохранения этого «рычага » в состоянии 

равновесия потребовалось бы приложить в точке Т на 

Рис. 4-21. Влияние скорости на снос потока. 

Большая хвостовая нагрузка 

правленное вниз давление. 

Хотя в о время горизонтального полёта хвостовой 

стабилизатор находится в горизонтальном положении, 

на него воздействует снос потока с крыльев. Этот снос 

ударяет в верхнюю часть стабилизатора и создаёт направленное 

вниз давление, которого при определённой 

воздушной скорости как раз достаточно, чтобы уравновесить 

«рычаг ». Чем быстрее летит ЛА, тем интенсивнее 

это снос потока и тем больше давление на хв остовой 

стабилизатор (за исключением Т-образноrо хвостового 

оперения) (рис. 4-21). В случае ЛА с фиксированными 

горизонтальными стабилизаторами , производитель 

устанавливает стабилизатор под углом, обеспечивающим 

наилучшую устойчивость (или равновесие) во 

время полёта с рекомендованными крейсерской скоростью 

и режимом работы двигателя. 

Если скорость ЛА падает, скорость воздушного потока 

вокруг крыла также уменьшается. В результате 

ослабления воздушного потока вокруг крыла интенсивность 

сноса потока также снижается , уменьшая 

направленную вниз силу, действующую на горизонтальный 

стабилизатор. В свою очередь, характерная 

«перетяжелённость носа » усугубляется, заставляя нос 

ЛА всё сильнее опускаться вниз (рис . 4-22). Из-за этого 

самолёт входит в пикирование , УА крыла и лобовое 

сопротивление уменьшаются, позволяя воздушной 

скорости расти. Если ЛА продолжит пикирование и 

скорость вырастет, направленная вниз сила, действующая 

на хвостовой стабилизатор, снова увеличится. 

Следовательно, хвостовое оперение вновь испытает на 

правленное вниз давление , нос поднимется, и ЛА начнёт 

набирать высоту. 

По мере набора высоты воздушная скорость опять 

упадёт, из - за чего направленная вниз сила , действующая 

на хвостовое оперение, уменьшится, и нос ЛА 

снова опустится. Поскольку ЛА динамически устойчив, 

в этот раз амплитуда движения будет ниже, чем до 

этого . Но во время этого (более пологого) пикирования, 

ЛА наберёт достаточную скорость , чтобы начать 

новый набор высоты, хотя и не такой крутой, как в предыдущем 

случае. 

После нескольких подобных затухающих колеба 

ний, во время которых нос будет то подниматься, то 

опускаться, ЛА, наконец, стабилизируется на скорости, 

при которой направленная вниз сила, действую 

щая на хвостовое оперение, в точности уравновешивает 

стремление ЛА войти в пикирование . Когда это 

80


Нормальный снос потока 

Ниже центра тяжести 

Подьёмная сила 

Вес 

Низкий снос потока 

Через центр тяжести 

Подьёмная сила 

Вес 

Рис. 4-22. Снижение мощности двигателя приводит 

к опусканию носа. 

Выше центра тяжести 

состояние будет достигнуто, ЛА снова войдёт в режим 

установившегося полёта и будет находиться в нём до 

тех пор, пока его положение в воздухе и воздушная скорость 

не изменятся. 

Аналогичный эффект наблюдается при сбросе скорости. 

Интенсивность сноса потока с крыльев снижается, 

и сила , приложенная к точке Т на рис. 4-20, оказывается 

недостаточной для того, чтобы удержать горизонтальный 

стабилизатор от подъёма. Это выглядит таким образом 

, как если бы сила, приложенная к рычагу в точке 

Т, позволила силе тяготения опустить нос ЛА. Это свойство 

является полезным: ЛА естественным образо м 

стремится увеличить свою воздушную скорость и вернуться 

в состояние равновесия. 

Увеличение мощности двигателя или тяги способно 

также оказать на ЛА дестабилизирующее воздействие, 

заставляя его нос подн иматься. Авиаконструкторы 

могут нейтрализовать этот эффект, определив местоположение 

«высокой линии тяги » - линии тяги , проходящей 

выше ЦТ (рис. 

4-23 и 4-24). В этом случае, при 

увеличении тяги возникает момент, который противодействует 

направленной вниз силе, приложенной к 

хвостовому оперению. С другой стороны, очень «низкая 

линия тяги» может привести к дополнительному 

кабрирующему воздействию на горизонтальное хвостовое 

оперение. 

Вывод: если ЦТ расположен перед ЦД , а на хвостовое 

оперение действует направленная вниз сила, ЛА 

обычно стремится вернуться к безопасному положению 

в воздухе. 

Тяга 

Рис. 4-23. Влияние линии тяги на продольную устойчивость. 

Продольную устойчивость можно проверить следующим 

образом. Уравновесим ЛА для горизонтального 

полёта в автоматическом режиме. Затем (с помощью 

органов управления) немного опустим нос ЛА. Если в 

течение краткого периода времени нос вернётся в исходное 

положение и остановится , ЛА является статически 

стабильным. Обычно вначале нос поднимается 

выше ис ход ного положения (положения горизонтального 

полёта) , и за этим следует серия медленных тангажных 

колебаний. Если колебания в конце концов 

прекратятся, ЛА обладает положительной устойчивостью; 

если они продолжатся бесконечно, ЛА обладает 

нейтральной устойчивостью; если они усиливаются, 

ЛА неустойчив. 

Поперечная устойчивость (устойчивость по крену) 

Устойчивость вокруг продольной оси, проходящей 

от носа ЛА к хвосту, на зывается поперечной устойчивостью. 

Она пом огает стабилизировать поперечное 

81


Крейсерская мощность 


Мощность холостого хода 


Рис . 4-25. Влияние поперечного V на поперечную устойчивость. 

Полная мощность 


в крен. Когда ЛА входит в крен без поворота, возникает 

тенденция к скольжению на крыло (поперечному 

перемещению вниз в направлении опущ енного крыла) 

(рис. 4-25). По скольку крылья обладают поперечным V, 

воздушный поток ударяет в опущенное крыло под гораздо 

большим УА, чем в поднятое крыло. Благодаря 

увеличению УА, опущенное крыло создает большую 

подъёмную силу, чем поднятое крыло. Разница в величине 

подъёмных сил заставляет опущенное крыло 

под ни маться . По мере приближения крыла к горизонтальному 

положению, УА обоих крыльев снова 

Рис . 4-24. Влияние мощности двигателя на продольную 


положен ие ЛА («эффект крена») , когда одно крыло оказывается 

ниже, чем другое, расположенное на противоположной 

сторон е ЛА. Поперечно устойчивым делают 

ЛА четыре основных конструктивных фактора: 

поперечное 

V крыла, прямая стреловидность крыла, килевой 

эффект и распределение веса. 

Поперечное V крыла 

Н аиболее распространённый путь обеспечения поперечной 

устойчивости - это расположить крылья под 

углом в 1-3% выше перпендикуляра к продольно й оси. 

Крылья на обеих сторонах фюзеляж а прикрепляются к 

нему так, что формируют У-образный силуэт или угол, 

называемый « поперечным V крыла». Величина угла попер 

ечного V определяется углом между крылом и линией, 

параллельной поперечной оси. 

Поп еречное V вли яет на равнове сие подъёмных сил, 

создаваемых УА крыльев по обеим сторонам продольной 

оси ЛА. Если резкий порыв ветра заставляе т одно 

крыло подняться, а другое опуститься , самолёт входит 

уравнивается , и в результате склонность к крену ослабевает. 

Итак, смысл поперечного V в том, что при 

скольжении на крыло оно создаёт противодействующий 

крен, возвращающий ЛА в поперечно уравновешенное 

положение . 

Восстанавливающая сила может заставить опущенное 

крыло подняться слишком высоко, 

при этом противоположное 

крыло опустится ниже горизон тали . 

Если это произойдёт, процесс повторится , затухая с 

каждым колебанием , пока не будет достигнуто состояние 

равновесного полёта без крена . 

С другой стороны, чрезмерный угол поперечного V 

может оказать отрицательное воздействие на способность 

ЛА к попер ечному маневрированию . ЛА может 

ока заться настолько поперечно устойчивым, что это 

будет препятствовать намеренному входу в крен. По 

этой причине, ЛА, конструкция которы х предполагает 

высокую поперечную маневроспособность, обычно 

имеют меньший угол поперечного V. 

Стреловидн.ость крыла 

Стреловидность , в дополнение к поперечному V, также 

увеличив ает подъёмную силу, возникающую при 

отклонении крыла от горизонтального положения. 

82


Вертикальная устойчивость (устойчивость к рысканию) 

Устойчивость относительно вертикальной оси ЛА (боковой 

момент) называется путевой устойчивостью или 

устойчивостью к рысканию. Путевая устойчивость при 

проектировании ЛА достигается легче всего. Область 

вертикального хвостового оперения и боковые поверхности 

фюзеляжа позади ЦТ вносят основной вклад во 

«флюгероподобное » поведение ЛА- поворот носа в направлении 

набегающего потока. 

В процессе наблюдения за флюгером можно увидеть, 

Рис. 4-26. Влияние конфигурации киля на поперечную 


Крыло со стреловидностью - это такое крыло, передняя 

кромка которого скошена назад. Когда под внешним 

воздействием ЛА со стреловидностью начинает 

скользить на крыло , передняя кромка опущенного 

крыла оказывается расположенной под прямым углом 

к набегающему воздушному потоку. В результате действующая 

на опущенное крыло подъёмная сила возрастает, 

оно поднимается, и ЛА восстанавливает своё 

что если зоны его поверхности, подвергающиеся воздействию 

ветра и расположенные впереди и позади 

точки вращения, одинаковы по п лощади, то передняя и 

задняя действующие на него силы уравновешиваются, 

и в этом случае флюгер практически неподвижен. 

Следовательно, необходимо предусмотреть, чтобы 

зона позади точки вращения имела большую площадь, 

чем впереди неё . 

первоначальное положение в воздухе. 

Стреловидность крыла также влияет на путевую 

устойчивость. Когда турбулентность или движение 

руля направления заставляют ЛА отклониться от курса 

(рыскать) , например, влево, то фактическая длина 

передней кромки, подвергающаяся воздействию относительного 

воздушного потока, у обоих крыльев начинает 

различаться - у правого крыла она становится 

больше, чем у левого. Воздушная скорость правого 

крыла возрастает, и оно начинает испы ты вать большее 

лобовое сопротивление , чем левое. Это дополнительное 

сопротивление толкает пра вое крыло назад, 

возвращая 

ЛА на его оригинальный курс. 

Килевой эффект 

ЛА всегда стремится по вернуть свою продольную ось в 

направлении набегающего потока. Этот «эффект флюгера», 

аналогичный поведению киля морско г о судна , 

стабилизирует положение ЛА относительно продол ь 

ной оси. Когда под внешним воздействием одно крыло 

ЛА опускается, фюзеляж действует подобно маятнику, 

возвращая ЛА в первоначальное положение. 

Поперечно устойчивый ЛА проектируется таким образом, 

чтобы основная часть киля находилась выше и 

позади ЦТ (рис.4-26). В этом случае, при скольжении 

на крыло сочетание веса ЛА и давления воздушного 

потока на верхнюю часть киля (обе силы приложены к 

ЦТ) создают обратный крен, возвращающий ЛА в перво 

начальное положение. 

Рис. 4-27. Влияние ко нструкции фюзеляжа и горизонтального 

хвостового оперения на вертикальную устойчивость . 

Аналогично, авиаконструкторы обеспечивают п у 

тевую устойчивость , делая боковую поверхность позади 

ЦТ более обширной, чем впереди (рис. 4-27). 

Дополнительную устойчивость обеспечивает вертикал 

ьно е хвостовое оперение. Оно действует подобно 

оперению стрелы лука, обеспечивая прямолинейный 

полёт. Как и в случае флюгера или стрелы лука, - чем 

дальше расположено хвостовое оперение и че м оно 

больше по размеру, тем выше путевая устойчивость ЛА. 

83


Если ЛА летит по прямой линии, а порыв бокового ветра 

слегка поворачивает его вокруг вертикальной оси 

(например , направо) , это движение замедляется и , в 

конечном итоге, прекращается хвостовым оперением . 

В то время как ЛА поворачивается направо, воздушный 

поток ударяет в левую сторону хвостового оперения под 

некоторым углом, создавая давление на левую сторону 

хвостового оперения, противодействующее повороту и 

замедляющее движение рыскания. Процесс в какой-то 

степени сходен с движением флюгера, поворачивающегося 

в направлении ветра. 

Начальное изменение траектории полёта ЛА в целом 

немного ниже, чем общее изменение курса. Поэтому, 

после небольшого рыскания вправо , ЛА в течение короткого 

времени движется по первоначальному курсу, 

его продольная ось направлена немного вправо. Затем 

происходит кратковременное скольжение на крьио, и в 

этот момент ЛА стремится частично повернуться влево 

(предполагается, что, хотя движение рыскания прекратилось, 

излишнее давление на левую сторону хвостового 

оперения продолжает оказываться). Другими словами, 

возникает восстанавливающий момент, созданный хвостовым 

оперением. Эта восстанавливающая тенденция 

проявляется относительно медленно и исчезает, 

но 

когда 

ЛА прекращает скольжение на крьио. Затем ЛА продолжает 

полёт в направлении, несколько отличающемся от 

первоначального. Другими словами , самостоятельно он 

не сможет вернуться на первоначальный курс; это должен 

сделать пилот. 

Небольшое повышение путевой устойчивости может 

быть достигнуто за счёт стреловидности крьиа. 

Основная функция стреловидности - замедлить эффект 

сжатия во время скоростного полёта . В более лёгких 

и медленных ЛА стреловидность крьиа помогает 

правильно расположить центр давления по отношению 

к ЦТ. 

Продольно устойчивый ЛА проектируется таким 

образом , чтобы его центр давления находился 

позади ЦТ . 

В силу структурных причин авиаконструкторы 

иногда 

не имеют возможности присоединить крьиья к фюзеляжу 

в желаемой точке. Если им придётся выдвинуть 

крьиья слишком далеко вперёд, при этом установив 

их под прямым углом к фюзеляжу, центр давления окажется 

слишком близко с ЦТ, и обеспечение желаемой 

продольной устойчивости станет невозможным. Придав 

крьиьям прямую стреловидность, 

конструкторы могут 

переместить центр давления назад. Таким образом, правильное 

расположение центра давления обеспечивается 

степенью стреловидности крьиьев и их расположением 

на фюзеляже. 

Крьиья обычно почти не влияют на статическую 

путевую устойчивость ЛА. 

Стреловидное крьио вносит 

определённый вклад (в зависимости от степени 

стреловидности), но это вклад относительно мал в сравнении 

с влиянием других компонентов. 

Свободные путевые колебания («голландский шаг») 

«Голландский шаг » - это совмещённые поперечные / 

путевые колебания, которые обычно бывают динамически 

устойчивыми, но могут быть небезопасны для ЛА 

в силу их периодической природы. Затухание режима 

колебаний может быть слабым или сильным, в зависи 

мости от характеристик конкретного ЛА. 

Если правое крыло ЛА внезапно опускается , положительное 

скольжение на крыло выравнивает крыло 

вокруг поперечной оси , прежде чем нос снова установится 

по ветру. В то время, как крыло выравнивает 

положение , могут возникнуть поперечные и путевые 

колебания , в результате которых нос ЛА начнёт описывать 

« восьмерки » - сумму двух колебаний (крена 

и рыскания) , которые будут иметь примерно одинаковую 

амплитуду, но не совпадать по фазе друг с другом. 

В большинстве современных ЛА (кроме высокоскоростных 

самолётов с высокой стреловидностью крыла) 

эти свободные путевые колебания обычно вскоре прекращаются 

сами, если только нет сильного ветра или 

турбулентности. 

ЛА, имеющие склонность к «голландскому шагу » , 

обычно оборудуются гиростабилизированным демпфером 

рыскания. Производители стараются достигнуть 

«золотой середины» между слишком большой и 

слишком малой путевой устойчивостью. Поскольку 

для ЛА лучше иметь «спирал ьную неустойчивость», 

чем склонность к «голландскому шагу», обычно выбирается 

первая из этих характеристик. 

Спиральная неустойчивость 

Спиральная неустойчивость возникает, когда статиче 

ская путевая устойчивость ЛА очень высока в сравнении 

с вкладом поперечного V крыла в сохранение поперечного 

равновесия. Когда поперечное равновесие 

ЛА нарушается порывом ветра и начинается скольжение 

на крыло , высокая путевая устойчивость заставляет 

нос развернуться в направлении возникшего ветра, 

в то время как, в силу сравнительно низкого угла 

поперечного V, крыло запаздывает с восстановлением 

поперечного равновесия. Из-за такого рыскания крыло 

на внешней окружности разворота будет двигаться быстрее, 

чем противоположное, и, как следствие, подъёмная 

сила на нём начнёт расти. В результате этого 

процесса ЛА войдёт в режим нарастания крена, и если 

пилот не выровняет положение ЛА, угол крена будет 

возрастать всё сильнее. В то же время, благодаря путевой 

устойчивости, нос повернё т ся в направлении 

84


встречного потока, фактически заставляя ЛА войти в 

режим малого угла тангажа. ЛА начнёт двигаться по 

нисходящей спирали и, если пилот не примет меры , 

постепенно войдёт в крутое спиральное пикирование. 

Обычно скорость нарастания интенсивности спирального 

движения невелика , и пилот без особого труда может 

контролировать этот процесс. 

Все ЛА в той или иной степени подвержены спиральной 

неустойчивости, хотя в остальных своих характеристиках 

могут быть вполне усто йчивы. Этот явле ние 

объясняет, почему ЛА не может бесконечно двигаться в 

«автоматическом » режиме. 

Было затрачено много сил для того, чтобы создать 

органы упра вле ния (выравниватели крыла), которые 

были бы способны исправлять или устранять спиральную 

неустойчивость. Пилот должен быть осторожен 

при выводе ЛА из спирального движения, особенно 

на посл едних его стадиях , иначе структура ЛА может 

подвергнуться чрезмерным нагрузкам. Неправильный 

выход из спиральной неустойчивости зача стую приводит 

к структурным разрушениям ЛА и вызыв ает , возможно, 

наибольшую долю катастроф в гражд а нской 

авиации. Поскольку воздушная скорость в условиях 

спирального движения быстро возрастает, использование 

руля высоты для снижения скорости и поднятия 

носа только уменьшает радиус спирали , ещё усиливая 

нагрузку. Результатом продолжительного неконтролируемого 

спирального движения может стать структурное 

разрушение ЛА или его падение на землю, или и то 

и другое. Наиболее часто встречающиеся причины возникновения 

такой ситуации: потеря пилотом ориентиров 

для определения положения гор изонта ; его неспособность 

контролировать ЛА с помощью приборов 

управления; либо сочетание обеих причин. 

Аэродинамические силы при полётном 

маневрировании 

Силы, действующие на ЛА при повороте 

Если смотреть на совершающий установившийся прямолинейный 

полёт ЛА спереди (рис . 4-28) и вообразить 

видимыми силы, действующие на него в этом положении 

, прежде всего, мы увидим две силы: подъёмную 

силу и вес. Если ЛА вошёл в крен, очевидно, что подъёмная 

сила прямо не противодействует весу; скорее, она 

действует наклонно, в направлении крена. Основная 

истина о поворотах: когда ЛА входит в крен, подъёмная 

сила действует по направлению к центру разворота и 

вверх. 

Первый закон Ньютона (закон инерции) утверждает, 

что объект, находящийся в состоянии покоя или равном 

ерного прямолинейного движения, сохраняет это состояние, 

пока к не му не будет приложена какая-либо 

дополнительная сила. ЛА, как и любой движущийся объект, 

отклоняется от прямолинейного движения только 

под возде йствием боковой силы. При простом повороте 

эта сила обеспечивает крен ЛА , так , чтобы подъёмная 

сила действовала по направлению вверх и внутрь (к центру 

поворота). Во время поворота подъёмная сила разделяется 

на две составляющие, направленные под прямым 

углом друг к другу. Первая составляющая направлена 

вертикально и противоположно весу (силе тяжести). 

Она называется вертикально й составляющей подъёмной 

силы. Вторая направлена горизонтально к центру 

поворота и, соответственно, называется горизонтальной 

составляющей подъёмной силы или центростремительной 

силой. Горизонтальная составляющая подъёмной 

силы смещает ЛА с прямолинейной траектории , 

заставляя его войти в поворот . « Равной по величине и 

Горизонтальный полёт Поворот с умеренным креном Поворот с большим креном 




. "' 

' .' ' 

-,,,, 

' 

. 

Рис. 4-28. Силы, действующие на ЛА во время нормального координированного поворота . 

85

Энциклопедия пил ота 

противоположной по направлению » реакцией ЛА на 

изменение траектории полёта является центробежная 

сила, которая равна горизонтальной составляющей 

подъёмной силы и направлена в обратную ей сторону. 

Это объясняет, почему при правильно выполняемом повороте 

сила, разворачивающая ЛА , никак не связана с 

рулём направления. Руль направления используется для 

корректировки любого отклонения между траекторией 

полёта и линией, проведенной от носа до хвоста ЛА. 

Правильным является такой поворот, при котором нос и 

хвост ЛА движутся по одной и той же траектории . Если 

во время поворота не используются руль направления , 

нос ЛА рыскает, отклоняясь вовне траектории поворота. 

Руль направления помогает вернуть нос ЛА в первоначальное 

положение, выровняв его по относительному 

ветру. 

ЛА не управляется рулём , подобно морскому судну или 

автомобилю. Для того , чтобы повернуть ЛА , его необходимо 

накр енить . Пока ЛА не войдёт в состояние крена, 

не появится сила, которая заставит его отклониться от 

прямолинейной тр аектории полёта. И наоборот, войдя 

в крен , ЛА начнёт совершать поворот (если при этом не 

станет скользить на крьто). 

Правильный путевой контроль основыва ется на том 

факте, что всякий раз , войдя в кр ен, ЛА стремиться совершить 

поворот . Пилоты не должны забывать об этом, 

когда стараются удержать ЛА в режиме установившегося 

прямолинейного полёта . 

Сам по себе вход в крен при повороте никак не меняет 

общую сумму сил, действующую н а ЛА . Поскольку подъёмная 

сила во время крена разделяется на вертикальную 

и горизонтальную составляющие, доля подъёмной силы, 

противоположная силе тяжести и п оддерживающая вес 

ЛА, уменьшается . Следовательно, чтобы ЛА не начал 

терять высоту, должна быть создана дополнительная 

подъёмная сила . Это достигается путём увеличения УА 

до тех пор, пока вертикальная составляющая подъёмной 

сила снова не с т анет равной весу. Поскольку с увеличением 

угла крена вертикальная составляющая подъём 

ной силы уменьшается, УА должен постепенно увеличиваться 

, создавая достаточную вертикальную подъёмную 

силу для поддержки веса ЛА в воздухе. Пилотам необходимо 

помнить , что при повороте на постоянной высоте 

вертикальная составляющая подъёмной силы должна 

быть равна весу. 

Для каждого значения воздушной скорости угловая 

скорость поворота (УСП) ЛА зависит от величины 

горизонтальной составляющей подъёмной силы. 

Установлено, что горизонтальная составляющая подъ 

ёмной силы пропорциональна углу крена, - иначе го 

воря, увеличивается и уменьшается по мере увеличения 

или уменьшения угла крена соответственно. Когда угол 

крена увеличивается, горизонтальная составляющая 

подъёмной силы тоже увеличивается , тем самым увеличивая 

УСП. Таким образом , на любой выбранной 

воздушной скорости УСП контролируется коррекцией 

угла крена. 

Для создания вертикальной составляющей подъёмной 

силы, достаточной для сохранения высоты в горизонтальном 

полёте, необходимо увеличить УА . Поскольку 

лобовое сопротивление аэродинамической поверхности 

прямо пропорционально УА, по мере роста подъёмной 

силы индуктивное сопротивление также увеличивается. 

Это , в свою очередь , приводит к потере воздушной 

скорости в прямой зависимости от угла крена. При 

малом угле 

крена воз никает малая потеря воздушной 

скорос т и, а при большом - соответственно, большая . 

Для предотвращения потери воздушной скорости при 

Нормальный поворот Поворот с внутренним скольжением Поворот с внешним скольжением 

:, :, 

оа, 

П одъёмная сила 

gg, 


- ---.. " -.. .. ~ь:~ i:~ 

з:" 

з: ~ 

r"' 

i" ш~ 

,.., nr 

nr ,.., 

., ., "'"' 

"'"' 


Горизонтальная Це fj,Тробежная Горизонтальная 

подъёмная сила сил~ подъёмная сила 

,., ' :I 

~ "' 

"' ~ :~ "' n 

Центрсбежная сила равна Центрсбежная сила меньше ' i,.j Центробежная сила больше 

горизонтальной подъёмной силе 

--- ----- --- горизонтальной подъёмной силы горизонтальной подъёмной силы 

.~ 

Рис. 4-29. Н ормальны й п овор от, по ворот с вн утренним скол ьже н ием и п оворот с в н е ш ним скол ьже н ием. 

86


горизонтальном повороте необходимо увеличить тягу 

(мощность двигателя). Величина дополнительной тяги 

пропорциональна углу крена. 

Для того, чтобы компенсировать дополнительную 

подъёмную силу, возникающую при увеличении воздуш 

ной скорости во время поворота на по стоянной высоте, 

должен быть уменьшен УА или увеличен угол крена. 

Если угол крена сохраняется постоянным , а УА ум еньшается, 

УСП падает. Для того , чтобы сохранить постоянную 

УСП при увеличении воздушной скорости, УА должен 

оставаться постоянным , а угол крена - расти. 

Повышение воздушной скорости приводит к увеличению 

радиуса поворота, а центробежная сила прямо 

пропорциональна этому радиусу . Если поворот выполняется 

правильно, горизонтальная составляющая подъёмной 

силы должна быть равна по величине центробежной 

силе и противоположна ей по напр авлению. Когда 

во время поворота, постоянного по угловой скорости , 

воздушная скорость возрастает, радиус поворота увеличивается 

. Это увеличение, в свою очередь, вызывает 

увеличение центробежной силы , которое должно быть 

уравновешено увеличением горизонтальной составляющей 

подъёмной силы, что можно обеспечить только 

Силы, действующие на ЛА при наборе высоты 

С практической точки з рения , подъёмная сила крыла 

при установившемся наборе высоты ничем не отличается 

от его под ъёмной силы при горизонтальном полёте 

с той же воздушной скорости. Хотя при наборе 

высоты траектория ЛА изменяется, УА крыла по от но 

шению к наклонной траектории ост аё тся практически 

неизменным (как и подъём ная сила) . 

Изменения 

возникают только в самом начале набора высо та , но 

они носят кратковременный характер (см. рис. 4-30). 

Изменение подъёмной силы проис ходит во время перехода 

от установившегося пря молинейного полёта к набору 

высоты - в момент, когда руль высоты начинает 

отклоняться назад. Подъём носа ЛА увеличивает УА и 

(на короткое время) подъёмную силу. В этот момент 

она превышает вес и поэтому заставляет ЛА начать набор 

высоты. После того, как угол наклона восходящей 

траектории установится, УА и подъёмная сила снова 

вернутся к значениям , примерно соответствующим 

прямолинейному полёту. 

ростом угла крена. 

В повороте с внутренним скольжением УСП недостаточна 

для используемого крена, поскольку ЛА ры 

скает, отклоняя нос вовне траектории поворота. Для 

достигнутой УСП крен слишком велик , поэтому горизонтальная 

составляющая подъёмной силы больше , чем 

центробежная сила (рис. 4-29). Равновесие между гориз 

онтальной составляющей под ъёмной силы и центробежной 

силы восстанавливается путём снижения угла 

крена или увеличения УСП, либо комбинацией двух 

этих способов . 

Повор от с внешним скольжением про исходит при излишней 

центробежной силе, превышающей горизонтальную 

составляющую подъёмной силы. 

В результате 

центробежная сила тянет ЛА за пределы траектории 

поворота. УСП слишком высока для достигнутого угла 

крена. Поэтому коррекция по ворота с внешним скольжением 

предполагает снижение УСП или увеличение 

крена, либо комбинацию двух этих способов. 

Для сохранения выбранной УСП угол крена должен изменяться 

вместе с воздушной скоростью. Это особенно 

важно для высокоскоростных ЛА. Например, при скорости 

650 км /ч ЛА должен иметь угол крена примерно 44°, 

чтобы выполнить поворот с постоянной угловой скоростью 

3° в секунду. При таком угле крена вертикальная составляющая 

подъёмной силы составляет только 79% от 

её общей величины. Поэтому необходимо существенно 

увеличить УА, чтобы компенсировать потерю вертикальной 

подъёмной силы. Если этого не сделать , произойдёт 

значительная потеря высоты. 

Рис. 4-30. Изменение подъёмной силы во время входа 

в набор высоты. 

Если ЛА начал набирать высоту без изменений в 

мощности двигателя, его воздушная скорость будет постепенно 

снижаться , поскольку тяга , достаточная для 

сохранения некоторой воздушной скорости при горизо 

нт альном полёте, н едостаточно дЛ!f сохранения той 

же скорости при наборе высоты. Когда траектория полёта 

наклонена ввер х, возникает составляющая веса , 

которая действует в том же направлении , что суммарное 

лобовое сопротивление (параллельно ему), тем самым 

увеличивая суммарное эффе ктивное сопротивление . 

В результате суммарное лобовое сопротивление начинает 

превышать силу тяги, и воздушная ско рость падает . 

Снижение воздушной скорости постепенно пр ив одит 

к соответствующему снижению лобового сопротивления, 

пока суммарное сопротивление (включая составляющую 

веса, действующую в том же направлении), не 

87


станет равным силе тяги (рис. 4-31). Изменение скорости 

про исходит постепенно и существенным образом за 

висит от различий в размерах ЛА , их весе , суммарного 

лобо вого сопротивления и других факторов . Итак, суммарное 

лобовое сопротивление превышает силу тяги, и 

воздушная скорость снижается. 

Силы, действующие на ЛА при снижении 

В момент перехода от установившегося прямолинейного 

полёта к сниж ению (как и в случае набора вы 

соты), силы, действующие на ЛА, меняются вполне 

определённым образом. В рассматриваемом ниже примере 

ЛА снижается при той же мощности дви гателя , 

Начало набора llblCOThl. 

Соnроn,вление больше 

тяги, скорость 

что и в установившемся прямолинейном полёте . 

В момент, когда шт урвал отклоняется вперёд с целью 

начать снижение, УА на короткое время изменяется. В 

начальный момент инерция ЛА заставляет его продолжать 

движение по первоначальной траектории. В этот 

момент УА падает, заставляя уменьшиться суммарн ую 

Гориэональный полёт . 

Силы уравновешены , 

скорость постоянна. 

УС18НОВИВШИЙСЯ набор 

высоты. Силы 

уравновешены, 

скорость постоянна . 

Рис. 4-31. Изменение скорости ЛА во время входа 

в набор высоты. 

(.) 

с:: 

са 

подъёмную силу. В результате вес становится больше, 

чем подъёмная сила, и ЛА начинает снижаться . 

Одновременно с этим траектория полета переходит от 

горизонтальной к нисходящей . 

Не следует путать падение подъёмной силы с невозможностью 

создания подъёмной силы , достаточной 

для выполнения горизонтального полёта. Необходимая 

траектория полёта обеспечивается доступным резервом 

мощности двигателя и положением руля высоты. 

В общем и целом, когда режим полёта стабилизируется , 

силы тяги и лобового сопротивления (равно как и 

подъёмная сила и вес) снова уравновешиваются , 

но их значения оказываются ниже, чем для режима 

установившегося прямолинейного полёта с теми же 

установками мощности двигателя. Поскольку при 

Для снижения на той же возду шной скорости, с которой 

осуществлялся установившийся прямолинейный 

пол ёт, мощность двигателя должна быть снижена 

в момент начала снижения. Составляющая веса, действующая 

по направлению вперёд параллельно траектории 

полёта , увеличивается по мере того, как угловая 

наборе высоты вес ЛА действует не только вниз, 

но и 

скорость снижения растёт и, 

наоборот, уменьшается, 

на з ад (параллельно лобовому сопротивлению), для 

когда угловая скорость снижения падает. 

сохранения той же скорости, 

что при горизонтальном 

полёте , требуется дополнительная мощность двигателя . 

Величина этой дополнительной мощности зависит 

от угла кабрирования. Когда уг ол кабрирования 

становится настолько большим, что для его 

поддержания уже не хватает мощности двигателя, 

Сваливание на крыло 

начинается снижение скорости. 

Сваливание на крыло происходит вследствие резкого 

уменьшения подъёмной силы, вызванного срывом воздушного 

потока с поверхности крыла при превышении 

критического УА . 

Сваливание может произойти в 

Тяга, требующаяся для устойчивого подъёма, равна 

сумме лобового сопротивления и некоторой доли веса 

(величина этой доли зависит от угла кабрирования). 

Например , для подъёма под углом 10° требуется тяга , 

равная лобовому сопротивлению плюс 17% веса ЛА . Для 

вертикального набора высоты потребовалась бы тяга , 

любом положении по тангажу и при любой скорости. 

Сваливание относится к числу хуже всего понимаемы х 

аэродинамических процессов, пос кольку пилоты часто 

полагают, что причиной сваливания является прекращение 

создания крылом подъёмной силы. В ходе сваливания 

крыло не прекращае т создавать подъёмную силу 

равная сумме веса и лобового сопротивления. Таки м 

полностью. Скорее, 

оно не может создать подъёмную 

образом , для заданных характеристик набора высоты 

силу достаточной величины , 

горизонтального полёта. 

чтобы сохранить режим 

величина угла кабрирования зависит от запаса мощности, 

необходимого, чтобы преодолеть противодействие 

С увеличением УА С У также растёт . В некоторой точке 

определённой доли веса. Обратите внимание, что ЛА 

может выполнять набор высоты только благодаря запасу 

мощности двигателя. Когда запас мощности исчерпан , 

ЛА ут рачивает возможность дальнейшего набора высоты. 

В этот момент ЛА достигает своего « абсолютного 

потолка ». 

коэффициент достигает максимума, а затем начинает 

падать . Этот максимум обозначается как C Yrnax После 

превышения C Yrnax или критического УА величина создаваемой 

крылом подъёмной силы с ущественно уменьшается 

, но (как было сказано выше) оно не перестаёт 

создавать подъёмную силу полностью. 

88


У большинства прямокрылых ЛА крылья проектируются 

так, чтобы срыв потока начинался у их корня. 

Корень крыла первым достигает критического УА, а 

затем срыв потока распространяется к концевой его 

части . Этот факт позволяет сохранить управляемость 

ЛА с помощью элеронов, расположенных ближе к концевой 

части крыла . 

Для обеспечения начального срыва потока у корня 

крыла используются различные методы. Один из ва 

риантов - «скрученное» крыло с более высоким УА 

у корня. Другой метод создания раннего корневого 

срыва - установить срывные накладки в передней четверти 

крыла (возле его передней кромки). 

В режиме сваливания крыло продолжает создавать 

подъёмную силу. 

В противном случае ЛА упал бы на 

землю. Большинство учебно-тренировочных ЛА сконструированы 

таким образом, чтобы во время свали 

вания на крыло их нос опускался, снижая УА и выводя 

ЛА из режима сваливания. Это «стремление к пики 

рованию» вызвано тем, что ЦД таких ЛА находится 

позади ЦТ. Расположение ЦТ имеет большое значение 

для способности ЛА выходить из режима сваливания. 

Если допустить, чтобы центр тяжести ЛА располагался 

вне конструктивно допустимой зоны, у пилота могут 

возникнуть трудности с выходом из режима сваливания 

. Самые серьёзные проблемы появляются , если ЦТ 

располагается позади конструктивно допустимой зоны 

(ближе к хвосту). В такой ситуации пилот может оказаться 

не с пособным создать (с помощью руля высоты) 

достаточную подъёмную силу, чтобы ском п енсировать 

увеличившийся вес ЛА. Поскольку уменьшить УА будет 

невозможно, ЛА продолжит двигаться в режиме сваливания 

в плоть до контакта с землёй. 

Скорость сваливания конкретного ЛА не является по 

стоянной для всех полетных ситуаций, но каждый ЛА 

всегда входит в сваливание на одном и том же УА, безот 

носительно к его воздушной скорости, весу, коэффици 

енту загрузки и высоте по плотности. Для каждого ЛА 

существует определённый УА, при котором воздушный 

поток о трывается от верхней поверхности крыла 

и происходит сваливание . Этот критический УА лежит 

в пределах от 16° до 20°, в зависимости от конструкции 

ЛА. Но каждый ЛА имеет единственный УА, на котором 

происходит сваливание. 

Встречаются три полётные ситуации, в которых кри 

тический УА может быть превышен : низкая скорость, 

высокая скорость и поворот . 

ЛА может войти в режим сваливания из установившегося 

прямолинейного полёта, если его скорость слишком 

низка. 

При уменьшении воздушной скорости УА 

должен быт ь увеличен, чтобы восстановить подъёмную 

силу, необходимую для сохранения высоты. Чем 

ниже скорость, тем больше должен быть УА. В конце 

концов, достигается такой УА, при котором крыло ста 

новится неспособным создать достаточную подъёмную 

силу, чтобы поддержать ЛА, входящий в режим сваливания. 

Если воздушная скорость продолжает падать, 

ЛА входит в режим сваливания, поскольку УА превысил 

критический и воздушный поток сорвался с крыла. 

Вход в режим сваливания может происходить не 

только при низкой скорости . Крылу можно придать 

чрезмерный УА на любой скорости. Например, ЛА 

может войти в пикирование на скорости 200 км/ч, 

если пилот резко отклонит на себя тягу руля высоты 

(рис. 4-32). Сила тяжести и центробежная сила пре 

пятствуют мгновенному изменению траектории, но 

УА может резко измениться с очень малого до очень 

большого. Поскольку направление относительного ветра 

определяется траекторией полёта ЛА и движением 

набегающего воздушного п отока, УА резко увеличивается 

, и ЛА может достичь критического УА на гораздо 

большей скорости, чем обычная скорость сваливания. 

Рис. 4-32. Си л ы, действую щ ие н а ЛА в о время выхода из 

п икиро в ания . 

Скорость сваливания ЛА во время выполнения горизонтального 

поворота выше , чем при установившемся 

прямолинейном полёте (рис. 4-33). Ц ентробежная 

сила увеличивает вес ЛА, и крыло должно создавать 

значительную дополнительную подъёмную силу, 

чтобы уравновесить нагрузку, вызванную сочетанием 

центробежной силы и ве с а. В свою очередь, необхо 

димая дополнительная подъёмная сила создаётся от 

клонением назад тяги руля высоты. Это увеличивает 

УА крыла , и, следовательно, его подъёмную силу. При 

увеличении угла крена УА также должен увеличит ься, 

чтобы противодействовать нагрузке, вызванной центробежной 

силой. Но если в какой-либо момент УА превысит 

критический, ЛА войдёт в режим сваливания на 

крыло. 

89

Энцикло педия п и л ота 

1 

!! ., ill ,! 1 1 1 1 

l 100 : ; ' 11 1 '1 1 i 1 1, ,. 

~ j , ! : 1 J 

1 90 : 1 1 1 / ' 1 1/ : 

~ 80 i 1 1 1 1 1 

J 60 .....,l,-н+++s-++-н-,-н,+>-+-;-1 .,.............,н-t,-ко f I j 1 , 

::: < за,фванJ; / 

"' i 1 , 1 1 V I J 

~ 40 щ 

! 20 1,1 11 11, :1~-{'; ,"~fVi :, 

} 1 11 1 1 , у -т _u.v 

0 U...:l.U.!!!!!!!!:~::± ..,,.,. ~ ==::±:::I=-_J~..J~__J--J 

о · 1 о · 20· за · 40· so· 50· 10· во · 90" 

Угол крена 

Рис. 4-33. Увеличение скорости сваливания и коэффициен т 

п ерегрузки. 

13 

12 

11 

10 

9 

в 

7 

6 

5 

4 

3 

2 

1 

:§ 

:s: 

"' 

~ 

а, 

с,_ 

а, 

i:: 

,.. 

:,: 

а, 

:s: 

=r 

:s: 

-е- 

~ 

~ 

Теперь перейдём к рассмотрению того, как ведёт 

себя ЛА в режиме сваливания. Чтобы у равновесить ЛА 

аэродинамически, ЦД должен располагаться позади 

ЦТ . Хотя э то неизбежно делает ЛА перетяжелённым на 

нос , снос потока с горизонтального стабилизатора препятствует 

стремлению ЛА к опусканию носа. В момент 

сваливания на крыло, когда действующая вверх подъёмная 

сила крыла и действующая вниз хвостовая сила 

исчезают, ЛА выходит из равновесного состояния . В 

результате ЛА резко опускает нос, поворачиваясь вокруг 

своего ЦТ. ЛА входит в состояние пикирования, УА 

уменьшается, а воздушная скорость снова возрастает. 

Во здушный поток снова начинает плавно обтекать 

крыло , возникает подъёмная сила, и ЛА возвращается в 

полётный режим. В ходе этого цикла может произойти 

значительная потеря высоты . 

В ходе обсуждения процесса сваливания на крыло 

необходим о упомянуть о форме аэродинамической 

поверхности и о фактора х, ко торые могут привести к 

потере этой формы . Например, если позволить льду, 

снегу и инею скапливаться на поверхнос ти ЛА , плавное 

обтекание крыла воздушным потоком будет нарушено 

. В результат е граничный слой может отделиться 

от аэродинамической поверхности при УА ниже, чем 

критический. Подъёмная сила резко сни жается, ухудшая 

лётно-техн ические хара кт еристики ЛА. 

Если позволить 

льду скапливаться на поверхности ЛА во время 

полёта (рис. 4-34), вес ЛА будет расти, в то время как его 

способность создавать подъёмную сил у снизится. Слой 

льда толщиной всего 0,8 мм на верхней поверхности 

крыла увеличивает лобовое сопротивление и уменьшает 

подъёмную силу ЛА на 25%. 

Обледенение может произойти в любое время года, в 

любой точке земного шара , на высотах до 5,5 км, а иногда 

и выше. Малые ЛА , включая самолёты местных авиалиний, 

наиболее уязвимы для обледенения, поскольку 

они летают на меньших выс ота х, где обледенение 

Рис. 4-34. Обледенение во время полёта. 

происходит более часто. У них также отсутствуют 

обычные для реактивны х самолётов средства , предотвращающие 

намерзание льда путём нагрева переднего 

края крыльев. 

Обледенение может произойти при полёте среди об 

лаков, когда температура опускается ниже точки замерзания. 

Переохлаждённые капли воды скапливаются 

на поверхности ЛА и замерзают. (Переохлаждённые 

капли воды сохраняют жидко е состояние даже при 

температуре ниже О 0 С). 

Основные принципы конструкции 

воздушного винта 

Воздушный винт ЛА состоит из двух и более лопастей 

и центральной втулки, к которой эти лопасти прикре 

пляются. Каждая лопасть воздушного винта, в сущности, 

является вращающимся крылом. Благодаря 

своей конструкции, лопасти воздушного винта представляют 

собой аэродинамические поверх ности и создают 

силу тяги, которая тянет (или толкает) ЛА вперёд . 

Двигатель обеспечивает мощность, необходимую 

для вращения лопастей несущего винта с 

высокой 

скоростью, а винт превращает вращательную энергию 

двигателя в поступательн ую. 

Поперечное сечение типичного в оздушного винта 

показано на рис. 4-35. Как видно, оно очень напоминает 

сечение крыла ЛА. Одна поверхно ст ь лопасти выпуклая 

или изогнутая (аналогично ве рхней поверхности 

крыла ЛА), в то время как другая поверхность плоская 

(как нижняя поверхность крыла). Линия хорды - это 

воображаемая прямая , 

проведён ная через лопасть от 

её передней кромки к задней . Как и у крыла, передняя 

кромка лопасти - это её толстый край, который принимает 

на себя поток воздуха при вращении во здушного 

винта. 

Угол установки лопасти - это угол (в градусах) 

меж;ду хордой лопасти и плоскостью вращения , измеряемый 

в определённой точке на поверхности 

лопасти (рис. 4-36). Поскольку в большинстве случаев 

воздуш ный винт имеет плоское « брюшко» лопастей, 

90

Гл ава 4. Аэродинамика пол ёта 

Тяга 

Рис. 4-35. Аэродинами ч еская п оверх н ост ь ло п асти 

возду ш но го винта. 

г--------?'/ 

Линия хорды/ 

линия хорды часто проводится вдоль нижней стороны 

лопастей . Шаг винта и угол установки лопасти - ра зные 

величины , но поскольку шаг, главны м обра з о м, определяется 

углом установки лопасти , они часто з аменяют 

дру г дру га. Увеличение ил и ум еньшение одной вели 

чины обычно связывают с увеличением или у м еньше 

нием другой . 

Шаг винта измеряется в единицах расстояния (ме 

трах) . Воздушный винт, помеченный как «1,8-1,3», 

имеет диаметр 1,8 м и эффекти вный шаг 1,3 м . 

Ша г 

винта - это расстояние , пройденное поступательно 

винтом за один полный оборот бе з проскаль зывания. 

При определении характеристик во здушного винта 

с неизменяемым шагом для нового ЛА производитель 

обычно устанавливает т акой шаг, 

который бы позволил 

в и н ту э ффективно работать н а предполагаемой 

крейсерской скорости . Любой во зд ушны й винт с не 

изменяемым шагом представляет собой компромисс , 

поскольку может бы т ь эффективным только при 

опре делённом соче т а н ии воздушной скорости и угловой 

скорости винта (измеряется в оборотах в минуту, 

об/мин) . Во время полёта пилот не имеет во зможности 

и з менить это сочетание . 

Когда ЛА находится в состоянии покоя н а з емле (с 

включённым дви гателем) или начин а е т ра з бег перед 

взлётом , коэффициент полезного действия (кпд) воздушного 

винта очень низок , поскольку винт не может 

передвигаться с дост аточной скоростью, по зв оляющей 

его лопастям достичь максимального кпд . В такой ситуации 

каждая из лопастей воздушного винта повора 

чи в ается в воздухе под УА, который обеспечивает ср ав 

нительно небольшую тя гу (относительно мощности, 

затраченной на её вращение) . 

Чтобы понять прин ц ип действия воздушного в инта, 

внач але рассмотрим е г о движение , которое является 

одновременно враща т ельным и поступ ат ел ьным. В 

сл уча е, показанном на рис. 4-36, л опас т ь винта движется 

вниз и в перёд . Угол , под которым в о здух (набегающий 

поток) встречае т ся с лопас т ью винта , является 

её УА . Происходит отклонение потока , которое создаёт 

Рис. 4-36. Угол ло п аст и возду шн о го ви нта. 

динамиче ское давление на поверхност ь лопасти, обращённую 

к д вигателю . Поскольку это давление больше , 

чем атмосферное , возникает тяга. 

Тяга также возник а ет благодаря форме лоп аст и, потому 

что ло п асть , подобно крылу, имеет изогнутую 

п оверхность . Когда во здух обтекает винт, давление на 

одной его стороне меньше, ч ем на другой. Как и в слу 

чае крыла, возникающая п р отиводействующ ая сила 

направл ен а в сторону облас ти с меньшим д авлением. 

Воздушный поток над крылом создаёт м еньшее давление 

, поэтому сила (подъём н ая сила) на п равлена вверх. 

В случае возд ушного винта , который устанавливается 

не в горизо нтал ь ной , а в вертикальной плоскости, область 

сниженного давления находится перед винтом , 

и сила (тяга) на правлена вперёд. Аэрод ин а мически 

тяга зависит от конфигураци и воздушного винт а и УА 

его лопастей . 

Тягу также можно связать с массой воздуха, отбрасы 

ваемого во здушным винтом . В этом смысле, тяга 

равна м ассе отбрасываемого воздуха , умноженной на 

разность между скоростью спутной струи и скоростью 

ЛА . Энергия , и з расходованная на создание тяги , зави 

сит от и нтенси вности движения воздушной м ассы . 

среднем , тяга составляет п р имерно 80% от крутящего 

момента (общей мощности, поглощённой воздушным 

винтом). Ост а льные 20% уходят на потери от трения и 

скольжения. При любой скорости вращения мощность, 

поглощённая воздушным винтом , уравновешив ает 

мощность , произведённую двигат елем. Для любого 

однократного поворота воздушн о го винта коли ч ество 

отброшенного воздуха зави с ит от угла установки лопа 

сти, который определ яет, насколько большой «кусок » 

воздуха « откусывает » винт. Поэтому угол установки лопасти 

- эт о пр е восходный способ управлять нагрузкой 

на во здушный в инт и угловой скор остью двигателя. 

Угол установки лопасти также является с р едством 

управления у гл ом атаки воздушного винта . Угол установки 

л опастей на воздушных винта х постоянной 

В 

91

Э нциклопедия п илота 

скорости необходимо делать таким, чтобы обеспечить 

наиболее эффективный УА на всех скоростных режимах 

двигателя и ЛА . Кривые разницы между подъёмной 

силой и лобовым сопротивлением, построенные 

для различных воздушных винтов, показывают , что 

самый эффективный УА - очень малый, лежащий 

в диапазоне от +2° до + 4°. Фактический угол уста 

• 

новки лопасти , необходимый для сохранения столь 

малого УА, варьируется в зависимости от поступательной 

скорости ЛА. 

Воздушные винты с неизменяемым шагом и переставляемыми 

на земле лопастями конструируются для 

максимального кпд на единственном сочетании угловой 

и поступательной скоростей. Иначе говоря, они 

проектируются для определённого ЛА с определённым 

двигателем. Установленный на ЛА воздушный винт 

должен обес п ечивать максимальный кпд в режимах 

взлёта, набора высоты , крейсерского и скоростного полёта 

. Любое изменение лётно-технических характеристик 

ЛА приводит к снижению кпд воздушного винта 

и двигателя . Поскольку кпд любого устройства - это 

отношение полезной работы к затраченной на её выполнение 

энергии, кпд воздушного винта - это отношение 

полезной мощности (мощности тяги) к общей 

мощности двигат еля. Кпд воздушного винта лежит в 

пределах от 50 до 87%, в зависимости от величины его 

скольжения. 

Скольжение воздушного винта - это разница между 

геометрическим шагом винта и его эффективным шагом 

(рис. 4-37). Геометрический шаг - теоретическое 

расстояние , котор ое воздушный винт должен пройти 

в своём поступательном движении за один обор от; эффективный 

шаг - р ас с тояние, которое он п роходит 

на самом деле. Таким образом , геометрический (или 

теоретический) ш аг воздушного винта не учитывает 

скольжение, в отличие от эффективного шага. 

Ри с. 4-38. О ко н е чн ост и в оздушн о г о ви нт а вращаютс я 

быстрее, чем втул ка . 

область возле втулки имела бы негативный УА, в то 

время как на её внешнем конце происходил бы срыв потока 

. Изгиб лопас т и (и ли изменение её геометриче 

ского шага) позволяет воздушному винту в режиме 

крейсе р ской скорости работать с относительно неизменным 

УА по всей своей длине. Лопасти воздушного 

вин т а изогну т ы, чтобы угол установки лопасти 

менялся по длине лопасти пропорционально скорости 

в р ащения, сохраняя постоянным тя г у н а всех 

участках винта. 

Обычно максимальный кпд обеспечивается углом 

установки лопасти, лежащим в пределах от 1° до 4°, но 

в полёте УА воздушного винта с неизменяемым шагом 

Рис. 4-37. С кол ьже н и е во здушного в инта. 

Почему ло п асти воздушного винта « скручены»? Дело 

в том, что внешн яя область лопасти, как и внешняя 

часть любого объекта, вращающегося вокруг центральной 

точки, движется быстрее, чем область, находящаяся 

возле втулки (рис . 4-38). Если бы геометрический 

шаг лопасти был неизменным по всей её длине , 

обычно варьируется в п р еделах от 0° до 15°. Эти вариации 

связаны с изменениями в относительн ом воздушном 

потоке , п ричиной которых , в свою очередь, 

являются изменения воздушной скоро сти ЛА. Таким 

образом, УА воздушного винта является результатом 

двух движений: вращения винта вокруг своей оси и его 

поступательного движения вперёд. 

Воздушный винт постоянной скорости автоматически 

поддерживает угол установки лоп астей таким 

образом, чтобы обеспечивать максимальный кпд 

для большинства условий полёта. Во время взлёта, 

когда необходимы максимальная мощно сть и тяга, 

воздушный вин т постоянной скорости р аботает с 

малыми значениями угла установки лопаст и и шага. 

Малый угол установки лопасти обеспечивает малый 

УА и эффективную работу воздушного винта . В то 

92


же время он позволяет винту отбрасывать меньшую 

массу воздуха при каждом обороте. Уменьшение 

Противодействие 

нагрузки повышает скорость вращения двигателя и 

даёт ему возможность преобразовывать в тепловую 

энергию максимальное количество топлива в 

единицу времени. Высокие обороты двигателя также 

создают максимальную тягу, потому что, хотя масса 

воздуха , отбрасываемая при каждом обороте винта, 

невелика, угловая скорость и скорость спутной струи 

достаточно высоки, и при малой скорости ЛА возникает 

максимальная тяга . 

После отрыва от земли , когда скорость ЛА возрастает , 

воздушный винт постоянной скорости автоматически 

увеличивает значения угла (и шага). И опять , возросший 

угол установки лопасти сохраняет УА малым 

и делает работу винта эффективной. Более высокий 

угол установки лопасти увеличивает отбрасываемую 

винтом при каждом повороте массу воздуха. При этом 

обороты двигателя снижаются, уменьшая расход топлива 

и износ двигателя, в то время как тяга сохраняется 

максимальной. 

После отрыва от земли, в фазе набора высоты, пилот 

снижает выходную мощность двигателя: вначале 

он уменьшает давление наддува, а потом увеличивает 

угол установки лопасти , 

обороты двигателя. 

тем самым уменьшая 

На крейсерской высоте (когда ЛА движется в режиме 

горизонтального полёта, для которого требуется 

меньшая мощность, чем для отрыва от земли и 

набора высоты) пилот опять снижает выходную мощ 

ность двигателя, уменьшая давления наддува, а затем 

увеличивая угол установки лопасти. Это снова приводит 

крутящий момент в соответствие со сниженной 

мощностью двигателя. Хотя масса отбрасываемого 

воздушным винтом при каждом обороте воздуха увеличивается, 

это полностью компенсируется снижением 

скорости спутной струи и увеличением воздушной 

скорости. УА по-прежнему мал , поскольку угол 

установки лопасти при увеличении воздушной скорости 

то же вырос. 

Крутящий момент и Р-фактор 

С точки зрения пилота, крутящий момент (стремление 

ЛА к левому повороту) состоит из четырёх элементов, 

которые вызывают или создают изгибающее или вращающее 

движение вокруг по меньшей мере одной из 

трёх осей ЛА. Эти четыре элемента: 

1) реактивный момент двигателя и воздушного винта; 

2) спиральный эффект спутной струи; 

3) гироскопическое действие воздушного винта; 

4) асимметрич ная нагрузка на воздушный винт 

(Р-фактор). 

Рис. 4-39. Реа ктивный момент. 

Реактивный момент 

Возникновение реактивного момента связано с 

Третьим законом Ньютона - каждое действие вызывает 

равное и противонаправленно е противодействие. 

В применении к ЛА это означает, что, в то время как 

внутренние части двигателя и воздушный винт вращаются 

в одном направлении, равная по величине 

сила пытается повернуть ЛА в противоположном направлении 

(рис. 4-39). 

Когда ЛА находится в воздухе , эта сила действует вдоль 

продольной оси, стремясь накренить ЛА. В прошлом, 

чтобы уравновесить стремление к крену, некоторые самолёты 

конструировали таким образом, 

на которое оказывается большее давление вниз, 

чтобы крьuю, 

создавало 

большую подъёмную силу. В современных ЛА в 

конструкции двигателя предусматриваются элементы, 

противодействующие эффекту крутящего момента. 

ЗАМЕЧАНИЕ. Большинство двигателей для самолётов 

американского производства вращают воздушный винт 

по часовой стрелке, если смотреть со стороны кресла 

пилота. Европейские двигатели (в том числе и российские) 

в большинстве своём вращают винт против часовой 

стрелки. С несущими винтами вертолётов всё наоборот. 

В американ ских вертолётах винт вращается против 

часовой стрелки, в европейских - по часовой. В вышеприведенных 

рассуждениях рассматривается двигатель, 

вращающий воздушный винт по часовой стрелке. 

Обычно при проектировании ЛА изначально предус 

матриваются факторы, которые полностью уравновешивают 

кренящую силу на крейсерской скорости, 

поскольку 

большую часть времени ЛА двигается именно 

на этой скорости. Однако триммеры элерона препятствуют 

такому уравновешиванию в других скоростных 

режимах. 

Когда во время разбега при взлёте шасси ЛА ещё движутся 

по земле, реактивный момент вызывае т добавочное 

вращение ЛА вокруг вертикальной оси. Реактивный 

момент создаёт силу, которая давит на левую сторону ЛА, 

стремясь опустить её. Поэтому на левую стойку шасси 

приходится больший вес , чем на правую. В результате 

93


левое колесо испытывает большее наземное трение (или 

сопротивление), чем правое , что вызывает дополнительное 

стремление к повороту влево. Величина это го мо 

мента зависит от многих переменных. Вот некото 

рые из них: 

1) размер и мощность двигателя; 

2) размер и угловая скорость воздушного винта; 

3) размер самого ЛА; 

4) состояние поверхности земли . 

Этот момент рыскания во 

время разбега при взлёте 

должен гаситься путевой балансировкой или пилотом 

(с помощью руля направления). 

Спиральный эффект 

Гироскопическое действие 

Перед тем, как говорить о гироскопическом действии 

воздушного винта, необходимо рассмотреть общий 

принцип гироскоп а. Пра кти ч еское применение гироскопа 

основано на двух фундаментальных особенностях 

гироскопического действия : неизменность 

прост ранственного положения и прецессия. Нас интересует, 

пр ежде всего, прецессия. 

Прецессия - это явление, при котором ось вращающегося 

воздушного винта отклоняется, когда к его 

втулке приложена отклоняющая сила. Как видно на 

рис . 

4-41 , когда эта сила приложена, результирующее 

воздействие направлено под прямым углом вперед и в 

направлении вра щения . 

Высокоскоростное вращение воздушного винта придаёт 

спутной струе спиральное (винтовое , штопорное) 

вращение . При высокой угловой скорости воздушного 

винта и низкой поступательной скорости (например, 

во время взлёта или сваливания при большом УА), закручивающийся 

спиралью воздушный поток бывает 

очень плотным и может вызвать значительное боко 

Эффективная 

сила 

Результирующая сила (90") 

вое усилие, приложенное к вертикальному хвостовому 

оперению ЛА (рис . 4-40). 

Приложенная сила 

Рис. 4-41. Гироскопическая прецессия . 

Рис. 4-40. Спиральный эффект. 

Рыскание 

Вращающийся воздушный винт самолёта представляет 

собой очень хороший гироскоп и поэтому подвержен 

этому явлению. Если приложить к воздушному винту 

силу, стремящуюся отклонить его от плоскости вращения, 

результирующая сила будет направлена под прямым 

углом вперед и в направлении вращения, создавая 

моменты тангажа или рыскания, либо сочетание обоих 

моме нтов (в зависимости от точки приложения силы). 

Ударяя в вертикальное хвостовое оперение ЛА, закручивающаяся 

спутная струя вызывает момент вращения, 

стремящийся повернуть ЛА вокруг ве ртикальной оси. 

Чем больше плотность спирали, тем значительнее эта 

сила. Однако при увеличении поступательной скорости 

спираль удлиняется, и сила её воздействия уменьшается. 

Спиральная спутная струя также создаёт кренящий мо 

мент, поворачивающий ЛА вокруг продольной оси. 

Обратите внимание, что кренящий момент, создаваемый 

спиральной воздушной струёй , направлен вправо, 

в то время как реактивный кренящий момент - влево, 

и фактически эти моменты уравновешивают друг друга. 

Но эти силы существенно различаются по величине, и 

пилот обязан постоянно предпринимать надлежащие 

меры, чтобы корректировать ситуацию. Необходимо 

противодействовать этим силам вне зависимости от 

того , какая из них преобладает в данный момент . 

Рис. 4-42. Поднятый хвост создаёт гироскопическую прецессию. 

Считается, что эта разновидность крутящего эффекта 

в большей степени присуща ЛА с хво стовым колесом и 

чаще всего возникает во время разбега при взлёте (когда 

хвост ЛА приподнят) (рис. 4-42). Такое изменение в положении 

по тангажу вызывает те же последствия, что и 

приложение силы к верхней части плоскости вращения 

94


воздушного винта. Результирующая сила, направленная 

под прямым углом вперед, вызывает момент рыскания, 

стремясь повернуть ЛА влево вокруг вертикальной оси. 

Величина момента зависит от нескольких переменных, 

одной из которой является быстрота подъёма хвоста ЛА 

(величина приложенной к нему силы). Прецессия, или 

гироскопическое действие, возникает, когда сила приложена 

к любой точке втулки на плоскости вращения 

воздушного винта. Результирующая сила по-прежнему 

направлена от точки приложения в направлении вращения. 

В зависимости от того, куда приложена сила, может 

начаться рыскание влево или вправо, тангаж вверх или 

вниз, либо сочетание рыскания и тангажа. 

движущаяся назад (в одном направлении с воздушным 

потоком). Таким образом, лопасть, движущаяся против 

воздушного потока, создаёт большую подъёмную силу 

(или тягу), и центр тяги перемещается по направлению 

к этой лопасти. Теперь представим себе установленный 

вертикально вал воздушного винта, вращающийся под 

малым углом к воздушному потоку (как у самолёта). В 

этом случае неуравновешенная тяга начинает постепенно 

падать и продолжает уменьшаться до тех пор, 

пока не станет равной нулю (в момент, когда вал воздушного 

винта будет расположен точно по горизонтали 

относительно воздушного потока). 

Асимметричная нагрузка (Р-фактор) 

При полёте с высоким УА движущаяся вниз лопасть 

«откусывает» больший «кусок» окружающего воздуха, 

чем движущаяся вверх. Это сдвигает центр тяги вправо 

по площади, ометаемой воздушным винтом, вызывая 

момент рыскания, направленный влево вокруг вертикальной 

оси. Доказательство существования такого 

явления достаточно сложное, поскольку оно включает 

в себя решение геометрических задач сложения векторов 

сил, действующих на каждую лопасть, с учётом УА 

каждой лопасти и УА летательного аппарата. 

Эта асимметричная нагрузка вызывается равнодействующей 

скоростью, которая складывается из 

скорости движения лопасти воздушного винта вдоль 

плоскости его вращения и скорости воздуха, проходящего 

горизонтально сквозь диск воздушного винта. 

Если ЛА движется с положительным УА, правая, если 

смотреть сзади, или опускающаяся, лопасть проходит 

через область воздуха, движущегося со скоростью, которая 

больше, чем скорость левой (поднимающейся) 

лопасти. Поскольку лопасть пропеллера представляет 

собой аэродинамическую поверхность, увеличение 

её скорости приводит к увеличению подъёмной силы. 

Опускающаяся лопасть создаёт большую подъёмную 

силу и стремится повернуть нос ЛА влево. 

При полёте с высоким УА движущаяся вниз лопасть 

имеет большую равнодействующую скорость и создаёт 

большую подъёмную силу, чем лопасть, движущаяся 

вверх (рис. 4-43). Это легче представить, если допустить, 

что вал воздушного винта установлен перпендикулярно 

земле (как у вертолёта). Если исключить 

любое движение воздуха, помимо того, что создаётся 

самим воздушным винтом, одинаковые области каждой 

лопасти будут иметь одну и ту же воздушную скорость. 

Когда воздух движется горизонтально сквозь 

установленный вертикально воздушный винт, движущаяся 

вперёд (против воздушного потока) лопасть 

имеет большую воздушную скорость, чем лопасть, 

Нагрузка на движущуюся 

вверх лопасть 


вниз лопасть 

Малый угол атаки 


вверх лопасть 


вниз лопасть 

Большой угол атаки 

Рис. 4-43. Асимметричная нагрузка на воздушный винт (Р-фактор). 

Воздействие каждой из четырёх составляющих крутящего 

момента меняется при изменении полётной ситуации. 

В какой-либо фазе полёта одна из составляющих 

оказывает большее влияние, чем другая, в другой фазе - 

наоборот. Соотношение этих сил зависит от лётно-технических 

характеристик каждого ЛА - его планера, 

двигателя, конфигурации воздушного винта, а также от 

других параметров. Для того, чтобы сохранить контроль 

над ЛА в любых полётных условиях, пилот должен надлежащим 

образом использовать органы управления полетом, 

уравновешивая изменяющиеся силы. 

Перегрузки. 

В аэродинамике перегрузка называется отношение 

максимальной нагрузки, которую способен выдержать 

ЛА, к его полному полётному весу. Перегрузки 

выражается числом, кратным g (ускорению 

свободного падения). g представляет собой единицу 

силы, равную силе тяготения, приложенной к телу в 

состоянии покоя. Любая сила, стремящаяся отклонить 

ЛА от прямой траектории полёта, создает нагрузку на 

его конструкцию. У ЛА есть максимальная расчетная 

допустимая 

эксплуатационная перегрузка +/- . 

Хотя прохождение курса аэродинамики не 

95


является обязательным условием получения лётного 

свидетельства, компетентный пилот должен хорошо 

понимать, какие силы действуют на ЛА, как использовать 

эти силы в процессе полёта и какие операционные 

ограничения имеет ЛА. 

Например, коэффициент перегрузки, равный 3, означает, 

что полная нагрузка на конструкцию ЛА в три 

раза больше его полного полётного веса. Поскольку 

перегрузка выражается в g, можно сказать, что он 

равен Зg. 

Если на выходе из пикирования перегузка равен Зg, 

это означает, что пилот вдавливается в кресло с силой, 

в 3 раза превышающей его вес. Поскольку 

современные ЛА рассчитаны на достаточно высокую 

воздушную скорость, их перегрузки бывает высоким, 

и максимально допустимая перегрузка становится 

важным фактором при проектировании конструкции 

ЛА. Конструкция любого ЛА способна выдерживать 

нагрузку лишь до определённого предела. Поэтому 

пилоту крайне важно знать текущую перегрузку 

эксплуатируемого им ЛА. Значимость перегрузки 

связана с двумя причинами: 

1) пилот имеет возможность создать опасную 

перегрузку конструкции ЛА; 

2) Рост перегрузки увеличивает скорость 

сваливания на крыло, делая сваливание 

возможным при относительно безопасной 

воздушной скорости. 

Учет максимально допустимой перегрузки при 

проектировании ЛА 

Ответ на вопрос «насколько прочным должен быть 

ЛА?» 

зависит, главным образом, от области 

применения этого ЛА. Вопрос крайне непростой, 

поскольку максимально возможные нагрузки 

допустимые для любой 

эффективной конструкции ЛА. Чрезмерную нагрузку 

значительно превышают 

на конструкцию ЛА могут вызвать, например, жёсткая 

посадка или слишком резкий выход из пикирования. В 

то же время такие нагрузки могут оказаться вполне 

допустимыми, если конструкция ЛА рассчитана на 

быстрый взлёт, медленную посадку и значительный 

полезный груз. 

В этом смысле становится важной задачей 

определить наибольшее значение перегрузки, 

допустимое при штатной эксплуатации ЛА в 

различных полётных ситуациях. Эта величина 

называется максимальная эксплуатационная 

перегрузки(МЭП). ЛА должен выдерживать такую 

перегрузку без каких-либо структурных повреждений. 

Хотя обычно предполагается, что конструкция ЛА 

должна сохранять эксплуатационные качества при 

перегрузках, превышающих МЭП в 1,5 раза, считается 

96 

допустимым, если в этом случае некоторые части ЛА 

потеряют первоначальную форму, а конструкция подвергнется 

не слишком существенным повреждениям. 

Перегрузки в 1,5 МЭП называется «расчетным 

запаса прочности». Такой запас прочности 

обеспечивает (до некоторой степени) устойчивость ЛА 

к нагрузкам выше тех, которые ожидаются при 

штатной эксплуатации. Сказанное не означает, что 

пилот может сознательно и на постоянной основе 

задействовать запас прочности во время полёта. 

Скорее, этот запас предусмотрен для сохранения 

целостности ЛА в непредусмотренных полётных 

ситуациях. 

Приведённые выше соображения справедливы для 

любых условий нагрузки, будь то порывы ветра, 

маневрирование или приземление. Принятые сегодня 

параметры устойчивости ЛА к перегрузке от порывов 

ветра, по своей сути, не меняются в течение многих 

десятилетий. Сотни тысяч эксплуатационных часов 

доказали, что они обеспечивают необходимую 

безопасность. Поскольку пилот не имеет практической 

возможности контролировать перегрузку от порывов 

ветра (за исключением снижения скорости ЛА при 

входе в область турбулентности), требования к 

устойчивости к этому виду перегрузки примерно 

одинаковы для большинства ЛА общего назначения, 

вне зависимости от области их применения. В целом, 

перегрузки от порыва ветра является определяющим 

при проектировании ЛА, не предназначенных для 

спортивно-пилотажного использования. 

Совершенно иной является ситуация с так 

называемым «эксплуатационной перегрузки». При 

обсуждении этой темы необходимо остановиться на: 

(1) ЛА, спроектированных в соответствии с системой 

категорий(т.е.обычных,универсальных,спортивно-пило 

тажных) и (2) старых ЛА, спроектированых ещё до 

введения этой системы. 

ЛА, спроектированные в соответствии с системой 

категорий, легко идентифицируются маркировкой в 

кабине пилотов, которая указывает на 

эксплуатационную категорию (или категории) 

конкретного ЛА. 

Максимальный безопасный 

перегрузки(максимальной эксплуатационной 

перегрузки) для различных категорий ЛА имеет 

следующие значения: 

Категория 

Обычные 1 

Универсальные (умеренный пилотаж, 

включая штопор) 

Спортивно-пилотажные 

кмзп 

ОТ 3,8 ДО -1,52 

от 4,4 до -1, 76 

ОТ 6,0 ДО -3,0 

1 Дпя ЛА с полным полётным весом более 1,8 т КМЭП снижен. К указанным выше значен11ям 

прибавляется коэффициент запаса прочности, увеличивающий их в 1,5 раза.


С увеличением сложности разрешённых манёвров 

растёт и показатель перегрузки. Смысл введения 

системы категорий заключается в обеспечении максимально 

эффективной эксплуатации ЛА. Если ЛА 

предназначен исключительно для обычных задач, 

необходимый перегрузки (а значит, и вес ЛА) меньше, 

чем в том случае, если он выполняет тренировочные 

или спортивно-пилотажные задачи, поскольку они 

предполагают более высокую нагрузку при маневре. 

ЛА, не имеющий маркировки категории, скорее 

всего, проектировался на основе более ранних инженерных 

стандартов, которые не предполагали конкретных 

эксплуатационных ограничений. Такие ЛА (с 

полным полётным весом до 1,8 т) по допустимым 

перегрузкам сравнимы с современными 

универсальными ЛА и могут эксплуатироваться в тех 

же условиях. Если полный полётный вес такого ЛА 

превышает 1,8 т, показатель перегрузки снижается. 

Такие ЛА считаются сравнимыми по прочности с 

современными обычными ЛА и могут 

эксплуатироваться в тех же условиях, что они. 

Перегрузка при глубоком вираже 

При координированном повороте на постоянной 

высоте показатель перегрузки любого ЛА 

определяется двумя силами: центробежной и силой 

тяжести (рис. 4-44). Для любого выбранного угла крена 

угловая скорость поворота меняется в зависимости от 

воздушной скорости - чем выше воздушная, тем 

ниже угловая скорости. Это уравновешивает 

дополнительную центробежную силу, позволяя 

перегрузки оставаться неизменным. 

1i 

J o 

11 

i -------------------------- 

Рис. 4-44. Во время поворота перегрузку вызывают две силы. 

Рис. 4-45 указывает на важный факт - после того, 

как угол крена достигает 45-50 ° , показатель перегрузки 

начинает очень быстро расти. Для любого ЛА при угле 

крена 60 ° показатель перегрузки равен 2g. При 80 ° он 

равен 5, 76g. Для сохранения первоначальной высоты 

Перегрузка (g). 

7 н+т-н-Н--1 Н---н-н-++1 +-Н-1 н+l i-+1-+++-t-++Н+++-++tft'i +t+J 

1 11 ; 1 1111 1 

6 4+-'---, ++++++-Н 1-++-+++11 , 1 1 I ++++1 ++++++++++++++Н-1 

5 4 1 : 1 1 1 . 

3 1 1 1 1 i: 

: 1 1. 1 1 1 2 i 1 1 :: i: 1 ! 1111 : ! 11 11 1: 1 11 

1 l 1 ! 1 1 \ ! 1 1 1 ! il * t I' 1 11 

11 i 1 11111 1 1 1 

+++f-j 

0 

о· 1 о· 20· за· 40· 50· во· 10· 80' 90' 

Угол крена 

Рис. 4-45. Зависимость перегрузки от угла крена. 

крыло должно быть в состоянии создать подъёмную 

силу, соответствующую этой нагрузке. 

Обратите внимание на то, насколько круто поднимается 

вверх кривая перегрузки при угле крена, 

приближающемся к 90 ° . Этой точки она достигнуть не 

может, потому что при крене 90 ° поворот на 

постоянной высоте математически невозможен. ЛА 

можно накренить на 90 ° , но не во время 

координированного поворота. ЛА, который может 

выполнить поворот со скольжением на крьmо при крене 

90 ° , способен на прямолинейный полёт с таким креном. 

При угле крена более 80 ° показатель перегрузки 

превышает бg - предельный показатель перегрузки 

для спортивнопилотажных ЛА. 

При выполнении координированного поворота на 

постоянной высоте максимальный угол крена для ЛА 

общего назначения не должен превышать 60 ° . Этот угол 

крена и обеспечивающий его режим работы двигателя 

определяют предел безопасности для ЛА такого типа. 

Дополнительный крен в 10 ° увеличивает показатель 

перегрузки приблизительно на lg, приближая его к физическому 

пределу возможной нагрузки для ЛА такого 

типа (рис. 4-46). 

Показатель перегрузки и скорость сваливания 

Любой ЛА, в пределах возможностей его конструкции, 

может войти в режим сваливания на любой скорости. 

При достижении достаточно высокого УА гладкий воздушный 

поток, обтекающий аэродинамическую поверхность, 

нарушается и разделяется, вызывая резкое 

изменение полётных условий и внезапное падение 

подъёмной силы, которое, в свою очередь, приводит к 

сваливанию на крыло. 

Изучение этого явления показало, что скорость 

сваливания любого ЛА прямо пропорциональна 

11 

97


квадратному корню из показателя перегрузки. Это 

означает, что ЛА с нормальной установившейся 

скоростью сваливания 100 км/ч может войти в режим 

сваливания на скорости 200 км/ч, если его показатель 

перегрузки достиг 4g. Если бы этот ЛА мог выдержать 

перегрузки 9g, он мог бы войти в режим сваливания на 

300 км/ч. Пилот должен знать, что: 

• случайное сваливание ЛА из-за увеличения 

коэффициента перегрузки (например, в крутом вираже 

или штопоре) может быть чрезвычайно опасно; 

•когда ЛА намеренно входит в режим сваливания на 

скорости, превышающую расчётную скорость 

маневрирования, 

его перегрузк очень сильно возрастает. 

На рис. 4-45 и 4-46 видно, что на крутом вираже при 

крене, превышающем 72 ° , коэффициент перегрузки равен 

Зg, а скорость сваливания значительно увеличивается. 

Если такой поворот совершает ЛА с нормальной 

установившейся скоростью сваливания 85 км/ч, для 

предотвращения сваливания его воздушная скорость 

должна быть больше 140 км/ч. Аналогичный эффект 

возникает при резком переходе на кабрирование или 

любом маневре, увеличивающий коэффициент перегрузки 

выше lg. Такая внезапная и неожиданная потеря 

управления, особенно на крутом вираже или 

при резком взятии на себя тяги руля высоты в непосредственной 

близости от земли, привела к множеству 

катастроф. 

Поскольку при удвоении скорости сваливания коэффициент 

перегрузки увеличивается в 4 раза, переход в 

режим сваливания на относительно высоких воздушных 

скоростях может привести к огромным нагрузкам на 

конструкцию ЛА. 

В настоящее время для каждой новой модели ЛА в 

обязательном порядке определяется максимальная 

скорость, на которой он может безопасно войти в режим 

сваливания. Эта скорость называется расчётной 

скоростью маневрирования (обозначается VA). Для 

более старых ЛА общего назначения эта скорость примерно 

в 1,7 раз больше нормальной скорости сваливания. 

Таким образом, ЛА старого образца, нормально 

входящий в режим сваливания на 100 км/ч, не следует 

переводить в этот режим на скорости более 170 км/ч 

(100 км/ч х 1,7 = 170 км/ч). ЛА с нормальной скоростью 

сваливания 100 км/ч, входящий в режим сваливания 

на скорости 170 км/ч, испытывает перегрузку, 

равную квадрату отношения этих скоростей, или 2,89g 

(1,7 х 1,7 = 2,89g). (Приведённые выше цифры приблизительны 

и должны рассматриваться только в качестве 

ориентировочных. Расчётная скорость маневрирования 

определяется, исходя из эксплуатационных ограничений 

конкретного ЛА, полученных от производителя). 

Поскольку плечо и конструкция рычагов в системе 

управления полётом в различных ЛА варьируется (в некоторых 

типах используются «уравновешенные» управляющие 

поверхности, в то время как в других - нет), 

давление, приложенное пилотом к органам управления, 

не может выступать в качестве показателя коэффициента 

перегрузки в различных ЛА. В большинстве случаев 

о величине коэффициента перегрузки опытный пилот 

>" 

>S 

5 

--- 

о 

:,: з 

"' 

- 

>" / 

_/ 

>S 

а, 

а, 

о 

2 

/ ., 

V 

_/ 

/ 

_/ 

" 1 ' 

__,.. 

/ 

 

':;;,...,--t::::-1---- 

2 з 4 5 

Нагрузка (g) 

Рис. 4-46. Зависимость скорости сваливания (V,) от перегрузки. 

98 

40 

1/ 

50 

/ f' / ,_ 

,,, / 

/ , V / 

t7l/ ,/ :,70 

/ / / 80 

/ 

V: V ,- / 

/ / ,/ / 

, 

V '/' 

"' 

/ V 

/ I/ __.. / 121) 

V /]........ v- 

'/¼ V ..-::::: ::,....- 

1011 

--- 

-1i0 

__,,,... 

---- 

 

6 7 8 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200 220 240 260 

Ускоренная V,


может судить по тому, насколько сильно его вдавливает 

в кресло. Перегрузка может измеряться с помощью 

бортового прибора, называемого «акселерометр", но на 

он 

встречается редко. Развитие способности судить о 

коэффициенте перегрузки по собственным ощущениям 

учебных ЛА в авиации общего назначения 

крайне важно для пилота. Знание вышеизложенных 

принципов чрезвычайно важно с точки зрения умения 

оценивать перегрузку. 

Глубокое понимание зависимости перегрузки от 

различных значений угла крена и Vл помогает избежать 

двух наиболее серьёзных видов аварий: 

1) сваливание при крутом вираже или избыточном 

маневрировании в непосредственной близости от 

земли; 

2) структурные повреждения при выполнении фигур 

пилотажа или других резких манёврах, вызванные 

потерей управления. 

Перегрузки и полётные манёвры 

существуют для 

всех полётных манёвров, за 

Критические значения перегрузок 

исключением 

установившегося прямолинейного полёта, при 

котором перегрузка всегда 

в этом разделе, могут 

вызывать относительно высокую перегрузку. 

маневров, рассмотренные 

Повороты 

равен lg. Некоторые из 

Увеличение перегрузки характеристика всех 

поворотов с креном. Как отмечалось ранее (раздел 

«Перегрузка при глубоком вираже"), перегрузка 

начинает оказывать существенное влияние на 

параметры полёта и увеличивать нагрузку на 

конструкцию ЛА, когда угол крена превышает 45 ° . 

КМЭП обычного лёгкого самолёта достигается при 

угле крена приблизительно 70-75 ° . Скорость сваливания 

возрастает примерно в 1,5 раза при угле крена приблизительно 

63 ° . 

Сваливание 

Переход к нормальному сваливанию из установившегося 

прямолинейного полёта или установившегося 

прямолинейного набора высоты не вызывает роста 

перегрузки выше lg (характерного для 

установившегося прямолинейного полёта). Во время 

снизиться до 

нуля, что означает полную потерю веса летательным 

аппаратом. Пилот испытывает ощущение «свободного 

сваливания, однако, перегрузка может 

парения в пространстве,,. Если выход из 

этого состояния осуществляется путём перемещения 

тяги руля высоты вперёд, может возникнуть 

отрицательная перегрузка (при котором на крылья 

действует направленная вниз нагрузка, а пилот 

чувствует, как поднимается в кресле). Во время 

резкого перехода к кабрированию на выходе из 

сваливания перегрузка иногда существенно 

возрастает. Ситуация может ещё усугубиться, если 

резкий переход к кабрированию осуществляется из 

режима глубокого пикирования (с высокой 

воздушной скоростью). Резкий подъём носа на 

высоких скоростях пикирования может привести к 

возникновению критической нагрузки на 

конструкцию ЛА и вызвать повторное сваливание с 

увеличением УА. Обобщая, можно сказать, что при 

восстановлении положения ЛА после сваливания, 

вызванного пикированием на крейсерской скорости 

или расчетной скорости маневрирования, с 

постепенным кабрированием на скорости, в 

достаточной степени превышающей скорость 

сваливания, перегрузка никогда не должен 

превышать 2-2,5g. Большая перегрузка может 

возникнуть, только если восстановление выполняется, 

когда нос ЛА направлен вертикально вниз, а 

также на очень малых высотах (чтобы избежать 

столкновения с землёй). 

Штопор 

Устойчивый штопор не отличается от сваливания ничем, 

кроме вращения. Поэтому к выходу из штопора 

применимы те же соображения, что и к выходу из сваливания. 

Поскольку при выходе из штопора нос ЛА 

обычно существенно ниже, чем это происходит при 

выходе из сваливания, необходимы более высокая воздушная 

скорость и, как следствие, более высокий 

фактор перегрузки. Перегрузки при правильном 

выходе из штопора обычно равен примерно 2,5g. 

Перегрузки во время штопора варьируется в 

зависимости от параметров ЛА, но в большинстве 

случаев он немного превышает lg. Для этого есть две 

причины: 

1) Воздушная скорость во время штопора очень 

низка: обычно она не более чем в 4 раза превышает 

установившуюся скорость сваливания. 

2) Во время штопора ЛА поворачивается, а не 

вращается. 

Скоростное сваливание 

Обычный лёгкий самолёт не рассчитан на выдерживание 

повторяющихся перегрузок, типичных для 

скоростного сваливания. Перегрузка, необходимая 

для этих манёвров, создаёт нагрузку 

99


на конструкции крыльев и хвостового оперения, что далеко 

не безопасно для большинства лёгких самолётов. 

Единственным способом входа в сваливание на воздушных 

скоростях, превышающих нормальные, является 

создание дополнительного коэффициента перегрузки, 

чего можно достичь резким взятием на себя 

тяги руля высоты. Скорость, в 1,7 раз превышающая 

скорость сваливания (примерно 190 км/ч для легкого 

самолёта со скоростью сваливания 110 км/ч), 

обеспечивает перегрузку Зg. При выполнении фигур 

высшего пилотажа на лёгких самолётах ошибки 

практически не допустимы. Для иллюстрации того, 

как быстро перегрузка растёт с увеличением скорости: 

скоростное сваливание того же лёгкого самолёта на 

скорости 210 км/ч создаёт перегрузку 4g. 

Боевые развороты и горизонтальные восьмёрки 

«Боевой разворот» - это разворот на предельном 

режиме с одновременным набором высоты. Он 

выполняется из установившегося прямолинейного 

полёта и представляет собой поворот точно на 180 ° с 

выходом в положение без крена с поднятой носовой 

частью на минимальной управляемой скорости. Во 

время этого полётного манёвра ЛА входит в крутой 

разворот с набором высоты и почти сваливается на 

крыло, чтобы увеличить высоту с одновременным 

изменением направления движения. 

Манёвр «горизонтальная восьмёрка» носит такое 

название, потому что во время этого манёвра 

продольная 

ось ЛА описывает фигуру, напоминающую цифру «8», 

лежащую на боку. 

Точно определить коэффициенты перегрузки, возникающие 

при выполнении вышеуказанных фигур, 

достаточно сложно, поскольку обе фигуры включают 

в себя участки гладкого и пологого пикирования и кабрирования. 

Возникающие коэффициенты перегрузки 

напрямую зависят от скорости пикирования и угла набора 

высоты. 

В целом, чем правильнее выполнены эти фигуры, тем 

меньше возникающие при этом перегрузки. Боевой 

разворот и горизонтальная восьмёрка, во время 

выполнения которых перегрузка больше 2g, не могут 

обеспечить скольконибудь существенный набор 

высоты, а если они выполняются на маломощном ЛА, 

может даже произойти потеря высоты. 

Чем более гладким является кабрирование (при 

умеренной перегрузке), тем большую высоту может в 

результате набрать ЛА, и тем более качественным 

будет выполнение боевого разворота и 

горизонтальной восьмёрки. Рекомендованная скорость 

на входе в манёвры обычно близка к расчётной 

скорости маневрирования. При этом перегрузка 

приближается к максимальному, но не превышает 

его. 

Область турбулентности 

Все сертифицированные ЛА сконструированы таким 

образом, что могут выдерживать нагрузку, вызванную 

порывами ветра значительной интенсивности. С увеличением 

воздушной скорости перегрузки от порывов 

ветра возрастают, и расчётная прочность обычно 

учитывает максимально допустимую скорость горизонтального 

полёта. В областях высокой турбулентности, 

например, во время грозы или при встрече с 

атмосферным фронтом, разумно снизить скорость 

до величины расчётной скорости маневрирования. 

С какой бы скоростью не двигался ЛА, порывы ветра 

могут вызвать перегрузки, превышающие предельно 

допустимые. 

Каждый ЛА конструируется с учётом предельной нагрузки, 

которую он может выдержать без структурных 

повреждений. Есть два типа нагрузки, учитываемые 

при проектировании ЛА: предельная нагрузка и критическая 

нагрузка. Предельная нагрузка - это сила, 

действие которой на ЛА вызывает необратимую деформацию 

его конструкции. Критическая нагрузка - 

нагрузка, превышающая предельную, при которой в 

компонентах конструкции ЛА происходят структурные 

разрушения (разрывы). При коэффициентах перегрузки, 

меньших, чем предельная нагрузка, целостность 

конструкции ЛА не нарушается. 

Воздушная скорость, близкая к расчётной скорости 

маневрирования, но не превышающая её, позволяет ЛА 

сваливаться на крыло, не испытывая перегрузок, которые 

превосходили бы предельную нагрузку ЛА. 

Большинство производителей предоставляют информацию 

о поведении ЛА в условиях турбулентной 

атмосферы, что обеспечивает возможность безопасного 

полёта в широком диапазоне скоростей и высот. 

Важно помнить, что максимальная скорость пикирования, 

указанная в кабине пилотов, относится только 

к спокойному воздуху. Скоростное пикирование или 

выполнение фигур высшего пилотажа на скоростях, 

превышающих скорость маневрирования, не 

должны выполнять в условиях возмущённой или 

турбулентной атмосферы. 

Эпюра скорости-нагрузки 

Полётная эксплуатационная прочность ЛА представлена 

на диаграмме, на вертикальной оси которой отображается 

параметр перегрузки (рис. 4-47). Эта 

диаграмма называется эпюрой скорости-нагрузки или 

100


7 

6 

Сrруктурные повреждения 

5 

4 

4 

s:: 

~ 

~ 3 

О" 

о, 

j, 

:s: 

з: 

~ §; 

:r 

о 

> 

е- 

.g :g 

::, 

"' о. 

i:: 

"' 2 

~ ~ 

>- ;:;' Диапазон осторожности :s: 

:,:: з: 

"' :s: 

"' ~ 

;;$ С') 

:s: 

,е. 

о "' 

~ ~ 

,е. ;;а! "8 

а, 

~ i5 

о 

1$ 

~ 

-1 

~ 

· ~ 

~ 

-2 

-3 

Структурные повреждения 

~ 

С') 

~ 

Рис. 4-47. Типовая эпюра V 9 

. 

120 200 240 280 320 260 400 440 480 

П риборная скорост ь (км/ч) 

эпюрой Vg - скорость (V) в зависимости от нагрузки 

или коэффициента перегрузк и. Для каждого ЛА строится 

собственная эпюра Vg, действующая при определённом 

весе и высоте полёта. 

Важнейшими компонентами эпюры Vg являются 

кривые максимальной подъёмной силы. ЛА на рис. 4-47 

подвергается перегрузке не более чем + lg при скорости 

100 км/ч (горизонтальной скорости сваливания). 

Поскольку предельно допустимая нагрузка меняется 

пропорционально квадрату воздушной скорости, 

максимальная положительная несущая 

этого ЛА равна 2g на скорости 150 км/ч, 

способность 

Зg на скорости 

180 км /ч, 4,4g на скорости 220 км /ч и т.д. Для 

данного ЛА значения коэффициента перегрузки, на хо 

дящиеся выше этой линии, аэродинамически недостижимы 

(полёт будет невозможен, поскольку произойдёт 

сваливание). Такая же ситуация имеет место в 

случае 

полёта с отрицательной подъёмной си лой (с тем 

различием, что скорос т ь, необходимая для создания 

отрицательной нагрузки , выше, чем для положи 

тельной той же величины). 

Если ЛА совершает полёт с положительным коэффициентом 

перегрузки, превышающим положительный 

ко э ффициент максимальной эксплуатационной перегруз 

ки С 4,4g), возможно во зникновение структурных 

повреждений . При эксплуатации ЛА в этой области 

эпюры могут возникнуть опасные необратимые деформации 

основной конструкции ЛА , а также серьёзные 

усталостные разрушения . При нормальной эксплуатации 

ЛА следует избегать превышения коэффициента 

максимальной эксплуатационной перегрузки. 

На эпюре Vg есть две другие важные точки. 

Первая - это пересечение кривых положительного 

коэффициента максимальной эксплуата ционной перегрузки 

и максимальной положительной несущей способности 

. Воздушная скорость в этой точке является 

минимальной скоростью, при которой нагрузка может 

достичь предельной величины. При превышении этого 

значения скорости возникает перегрузка, способная повредить 

ЛА. Соответственно , при любой скорости, меньшей 

этого значения, такой перегрузки не возникает. 

Это значение скорости обычно обозначают термином 

«скорость маневрирования», поскольку, согласно положениям 

динамической теории до звуковых скоростей, 

она обеспечивает минимальный полезный радиус поворота 

или манёвра. Скорость маневрирования является 

важной референсной точкой, п оскольку при эксплуата 

ции ЛА на скоростях ниже этого значения разрушающая 

положительная нагрузка возникнуть не может. Если ЛА 

дв ижется со скоростью ниже скорости маневрирования, 

101


никакое сочетание маневра и порыва ветра не может 

создать разрушающую нагрузку. 

Другая важная точка эпюры Vg - 

пересечение кривых 

отрицательного коэффициента максимальной эксплуа 

тационной перегрузки и максимальной отрицательной 

несущей способности. Любое превышение этой скорости 

вызывает отрицательную нагрузку, достаточную 

для того, чтобы повредить ЛА; при полёте на скоростях, 

меньших этой, негативных нагрузок , способных повредить 

ЛА, не возникает. 

Предельная воздушная скорость (или « скорость красной 

черты») относится к конструктивным референсным 

значениям. Для данного ЛА он а составляет 360 км/ч. 

При полёте на скоростях, превышающих предельную 

воздушную скорость , различные полётные факторы могут 

вызвать структурные повреждения ЛА. 

Итак, во время полёта ЛА ограничен значениями 

воздушной скорости и коэффициента перегрузки , 

которые не превышают предельной скорости (скорости 

красной черты) и коэффициента максимальной 

эксплуатационной перегрузки соответственно, а также 

не должен выходить за пределы максимальной несущей 

способности . Чтобы избежать структурных повреждений 

и сохранить ожидаемую эксплуатационную подъёмную 

силу, необходимо эксплуатировать ЛА строго в рамках 

этого «конверта » . Пилот должен воспринимать эпюру 

Vg как источник информации об обеспечивающих 

безопасный полёт сочетаниях воздушной скорости и 

коэффициента перегрузки. Любой манёвр, порыв ветра 

или сочетание этих факторов , выводящие ЛА за пределы 

«структурного конверта», могут вызвать повреждения 

конструкции и в целом снизить эксплуатационный 

ресурсЛА . 

Пример 

н 

2020 х тангенс угла крена 

.Угловая скорость = 

км) 

воздушная скорость ( в ч 

ЛА, выполняющий координированный разворот с креном 

30° и скоростью 220 км/ч, будет иметь следующую угловую 

скорость: 

2020 х тангенс 30° 

Угловая скорость= 

км 

220- 

ч 

2020 х 0,5773 (тангенс 30°) 


км 

220- 

ч 

Угловая скорость= 5,3 градуса в секунду 

Рис. 4-48. Угловая скорость при заданной воздушной скорости 

(км/ч) и угле крена. 

Пример 

Предположим , мы увеличим скорость до 240 км/ч. Каким 

станет угловая скорость разворота? Используя ту же 

формулу, что выше, получаем: 

Угловая скорость = 2, 65 градуса в секунду 

Рис. 4-49. Угловая скорость при увеличении воздушной скорости. 

ч 

Угловая скорость 

Угловая скорость - это угол, на который поворачи 

в ается ЛА в единицу времени. Угловая скорость измеряется 

в градусах в секунду. Угловая скорость равна 

произведению константы 2020 на тангенс угла крена, 

делённому на воздушную скорость в км/ч (рис . 4-48). 

Если воздушная скорость растёт, а угловая должна 

остаться постоянной , необходимо увеличить угол 

крена. В противном случае угловая скорость снизится. 

Аналогично , если воздушная скорость сохраняется постоянной, 

при росте угла крена растет и угловая скорость 

ЛА. Формулы , приведённые на рис. 4-48 - 4-50, 

отражают соотношение между величинами угла 

крена и воздушной скорости и их влияние на угловую 


Пример 

Предположим, мы хотим знать, какой угол крена обеспечит 

нам угловую скорость 5,3° в секунду при скорости 440 км/ч . 

Немного изменив формулу, получаем, что при угле крена 

49° мы сможем достичь той же угловой скорости при более 

низкой воздушной скорости 220 км/ч. 



км 

440- 


Угловая скорость (5,3) = 

км 

440- 

ч 

440 х 5,3 = 2020 х тангенс Х 

(440 х 5,3) / 2020 = тангенс Х 

1,1545 = тангенсХ 

49°=Х 

ПРИМЕЧАНИЕ . Под воздушной скорос т ью в настоящем 

разделе понимается истинная воздушная 


Рис . 4-50. Для сохранения неизменной угловой скорости при 

воздушной с корости 220 км/ч необходимо увеличить угол крена . 

102


Воздушная скорость самым существенным образом 

влияет на угловую. При увеличении воздушной скорости 

и сохранении постоянного угла крена угловая скорость 

уменьшается. Поэтому если воздушная скорость увеличивается, 

как показано на рис. 4-49, можно сделать вывод, 

что для достижения того же значения угловой скорости, 

что на рис. 4-50, угол крена должен быть увеличен. 

Что это означает с практической точки зрения? Если 

выбранные значения воздушной скорости и угла крена 

определяют конкретное значение угловой скорости, 

можно прийти к следующим выводам. Зная, что угловая 

скорость - это определённый угол, описываемый 

ЛА в секунду, количество секунд, необходимое для того, 

чтобы описать круг (360°), можно вычислить с помощью 

простейшей пропорции. Например, если ЛА движется со 

скоростью 220 км/ч и креном 30°, его угловая скорость 

составляет 5,3° в секунду, и он опишет полный круг за 

67,9 секунд (360° -;- 5,3 = 67,9 секунд). Аналогично, если 

ЛА движется со скоростью 

440 км/ч, а угол крена равен 

30°, его угловая скорость составит 2,65° в секунду, и для 

описания полного круга ему понадобится примерно 136 

секунд. Таким образом, формула показывает, что любое 

увеличение воздушной скорости прямо пропорционально 

времени, за которое ЛА проходит дугу. 

Почему так важно понимать эти зависимости? 

Когда 

вычислена угловая скорость поворота, пилот может 

определить расстояние, необходимое, чтобы выполнить 

этот поворот, или радиус поворота. 

Обратите внимание, что если скорость удваивается, 

радиус увеличивается в четыре раза (рис. 4-51 и 4-52). 

220 км/ч 

Радиус поворота, необходимый ЛА, который движется со 

скоростью 220 км/ч и углом крена 30°, равен 675,65 м. 

v2 

R = ----------- 

126,63 х тангенс угла крена 

220 2 

R=-------- 

126,63 х тангенс 30° 

R = 48 400 2 

126,63 х 0,5773 

Рис. 4-51. Радиус поворота при скорости 220 км/ч и угле крена 30'. 

440 км/ч 

v2 

R=---------- 


440 2 

R=-------- 

126,63 х тангенс 30° 

Радиус поворота 

Радиус поворота напрямую связан с угловой скоростью , 

которая, как было показано ранее, есть функция угла 

крена и воздушной скорости. Если угол крена остаётся 

неизменным, а воздушная скорость увеличивается, 

радиус поворота также увеличивается. Увеличенная 

воздушная скорость заставляет ЛА двигаться по более 

широкой дуге. ЛА, движущийся со скоростью 220 км/ч, 

способен описать 360° по окружности меньшего радиуса 

, чем движущийся со скоростью 440 км/ч. Для того, 

чтобы компенсировать увеличение воздушной скорости, 

необходимо увеличить угол крена. 

Радиус поворота (R) можно рассчитать по простой 

формуле. Радиус поворота равен квадрату воздушной 

скорости, делённому на произведение константы 

126,63 и тангенса угла крена. 

R 

vz 


Используя данные примеров, приведённых на 

рис . 4-48 - 4-50, можно рассчитать радиус поворота 

для каждой из двух значений воздушной скорости. 

R = 193 600 

126,63 х 0,5773 

R = 2702,6 м (в 4 раза больше, чем предыдущий) 

Радиус поворота, необходимый ЛА, который движется со 

скоростью 440 км/ч и тем же углом крена, что на рис. 4-51, 

равен 2702,6 м. Скорость является главным фактором, 

влияющим на параметры поворота. 

Рис. 4-52. Радиус при скорости 440 км/ч. 

Другой способ определить радиус поворота - это 

использование скорости (измеряемой в м/с), тт (3,1415) 

и угловой скорости. Используя пример, приведённый 

в верхней правой колонке на стр. 90, бьто вычислено, 

что летательному аппарату с угловой скоростью 

5,25 градуса в секунду необходимо 68,6 секунд, чтобы 

описать полный круг. Скорость, измеренную в км/ч, 

можно перевести в м/с, разделив её на константу 3,6. 

Таким образом, скорость в 220 км/ч эквивалентна 

61,11 м/с. Зная скорость в м/с (61,11) и умножив её 

на время, необходимое ЛА, чтобы описать полный 

круг (68,6 секунд), можно определить периметр круга: 

103


61,11 х 68,6 = 4192,146 м. Разделив полученную 

величину на п , получаем диаметр крута 1351,28 м . 

Разделив его на 2, получаем радиус 675,64 м (рис. 4-53), 

ту же величину, что мы вычислили ранее , используя 

формулу, приведённую на рис . 4-51. 

( 

м) 360/ 

r =( скорость в ё х угловая скорость)/ 2 

r =(61,11 х 68,6) 

12 

1С 

r =( 4192,146) 

12 

1С 

r = 1351 ' 28 = 675 64 м 

2 ' 

Рис. 4-53. Другая формула для вычисления радиуса. 

1С 

На рис. 4-54 пилот попадает в каньон и принимает 

решение развернуться на 180° и покинуть его. При 

повороте пилот использует утол крена 30°. 

Вес и центровка 

Сваливание на крыло происходит вследствие резкого 

уменьшения подъёмной силы, вызванного срывом воз 

душного потока с поверхности крыла при превышении 

критического УА. Сваливание может прои з ойти в 

любом положении по тангажу и при любой скорости. 

Сваливание относится к числу хуже всего понимаемых 

аэродинамических процессов , поскольку пилоты часто 

полагают, что причиной сваливания является прекращение 

созд ания крылом подъёмной силы. В ходе сваливания 

крыло не прекращает создавать подъёмную силу 

полностью. Скорее , 

оно не может создать подъёмную 

силу достаточной величины, чтобы сохр анить режим 

горизонтального полёта. 

Информация о весе и центровке ЛА очень важна для 

пилота и должна постоянно обновляться . Хотя в ходе 

сертификации ЛА взвешивают, эту величину нельзя 

считать действующей в течение неограниченного 

времени. Установка нового 

бортового оборудования и 

друтие модификации могут повлиять на вес и центровку 

ЛА. Слишком часто пилоты определяют вес и центровку 

приближённо, «на глазок», например: « Если у меня три 

пассажира , я могу загрузить только 400 литров топлива; 

четыре пассажира - 300 литров» и т.д. 

Каждый предполётный инструктаж должен включать 

в себя расчёт веса и центровки ЛА. Будет ошибкой 

полагать , что три пассажира всегда имеют одинаковый 

вес. Необходимо провести полный подсчёт веса всех 

предметов, загружаемых на борт ЛА, включая багаж, а 

также учесть вес пилотов и пассажиров. Рекомендуется 

взвесить весь багаж , чтобы можно бьио провести 

точный расчёт положения центра тяжести ЛА. 

Важность правильного определения положения 

ЦТ подчёркивалась ранее, при изложении вопросов 

устойчивости и управляемости ЛА. Неправильное 

распределение нагрузки может привести к аварии . 

Опытный пилот хорошо понимает и тщательно 

контролирует все аспекты расположения центра 

тяжестиЛА. 

Вес и центровка являются важнейшими факторами 

в обеспечении максимальной эффективности при 

эксплуатации ЛА . Пилот должен знать максимальный вес 

топлива , которое можно загрузить в ЛА без нарушения 

центровки, а также пределы веса для рейсов большой 

и малой дальности с полным комплектом пассажиров 

и без него . Возьмём, для примера, четырёхместный 

ЛА с объёмом топливного бака 230 литров. Сколько 

пассажиров может взять на борт такой ЛА? Можно ли 

всегда брать на борт полный комплект пассажиров, 

вне зависим ости от меняющего ся запаса топлива? 

Если каждый из четырёх пассажиров весит по 70 кг, 

это создаёт совершенно иную картину распределения 

веса и центровки, чем если каждый весит по 90 кг . Во 

втором случае полезная нагрузка увеличится на 80 кг, 

что эквивалентно примерно 105 литрам топлива. 

Из-за дополнительного веса центр тяжести ЛА может 

переместиться за границы области центровки, и даже 

если этого не произойдёт, максимальный взлётный 

вес может оказаться превышенным. Избыточный 

вес может перегрузить ЛА и ухудшить его лётнотехнические 

характеристики . 

ЛА сертифицируются по весу и центровке в силу 

дв ух причин: 

1) влияние веса на силовую конструкцию ЛА и его 

лётно-технические характеристики; 

2) влияние распределения веса на лётные характеристики 

, особенно на выход из режимов 

сваливания и штопора , а также на устойчивость . 

Такие ЛА, как неуправляемые аэростаты и аппараты, 

управляемые переносом веса, не нуждаются в расчётах 

нагрузки и центровки , поскольку их нагрузка подвешена 

под механизмом , создающим подъёмную силу. Диапазон 

центровок у подобных ЛА таков, что предел нагрузки 

превысить сложно. Например, у ЛА , управляемых 

пер еносом веса, заднее сиденье и топливный бак 

расположены максимально близко к точке подвеса . 

Поэтому, изменения нагрузки почти не оказывают 

104


Рис . 4-54. Два самолёта по ошибке залетели в каньон. Ширина каньона 1,5 км, по обеим его сторонам - крутые утёсы. Пилот на верхнем 

рисунке движется со скоростью 220 км/ч. Осознав ошибку, он резко входит в крен и меняет курс на обратный с углом крена 30°. Для полного 

разворота самолёту нужно чуть больше 1,3 км, и он безопасно покидает каньон. Пилот на нижнем рисунке движется со скоростью 260 км/ч 

и также использует угол крена 30% в попытке поменять курс на обратный . Хотя этот самолёт движется всего на 40 км/ч быстрее первого, для 

полного разворота ему требуется более 1,8 км. К несчастью, ширина каньона всего 1,5 км, и второй самолёт неизбежно врежется в стену. 

Суть в том, что при определении дистанции, необходимой для поворота, воздушная скорость является самым важным фактором. Многие 

пилоты совершают ошибку, увеличивая угол крена, в то время как правильнее было бы просто снизить скорость . 

105


влияние на положение ЦТ. Это также справедливо 

для корзины или гондолы аэростата. Хотя предел 

центровок в таких ЛА превысить сложно, пилоты не 

должны перегружать ЛА, поскольку это может привести 

к структурным повреждениям и отказу бортового 

оборудования. В расчёте центровки необходимости нет, 

однако пилоты должны определить предполагаемую 

полётную нагрузку и удерживать её в установленных 

производителем границах. 

Влияние веса на лётно-технические характеристики 

В каждом конкретном случае параметры взлёта/набора 

высоты и посадки устанавливаются в зависимости 

от максимально допустимого взлётного и посадочного 

весов ЛА. При увеличении полного полётного веса 

летательному аппарату требуется больший разбег при 

взлёте и более пологий набор высоты, а также более высокая 

посадочная скорость и больший послепосадочный 

пробег. Даже небольшая перегрузка может помешать 

ЛА при взлёте преодолеть препятствие, которое в 

обычных условиях не вызвало бы проблем. 

Неблагоприятное воздействие перегрузки на лётнотехнические 

характеристики ЛА не ограничивается непосредственными 

опасностями при взлёте и посадке. 

Перегрузка отрицательно влияет на характеристики 

набора высоты и крейсерского полёта, что приводит к 

перегреву при кабрировании, увеличивает износ двигателя 

и потребление топлива, снижает крейсерскую 

скорость и дальность полёта. 

В настоящее время производители предоставляют 

информацию о весе и центровке каждого выпущенного 

ЛА. Для достижения надлежащих лётно-технических 

параметров и несущей способности ЛА необходимо 

неукоснительно соблюдать операционные ограничения, 

предусмотренные производителем. Отклонения 

от этих рекомендаций может привести к структурным 

повреждениям или полному разрушению конструкции 

ЛА. Даже если полезная нагрузка ЛА находится в 

пределах максимальных весовых ограничений, необходимо 

тщательно следить, чтобы распределение веса 

соответствовало диапазону центровок. Обоснованием 

подобных предосторожностей служит, в том числе, и 

предшествующий краткий обзор основ аэродинамики 

и факторов нагрузки. Ниже приводится общая информация 

относительно некоторых причин, почему параметры 

веса и центровки настолько важны для обеспечения 

безопасности полёта. 

Некоторые ЛА проектируются таким образом, что 

при полном заполнении всех посадочных мест, багажных 

отсеков и топливных баков невозможно удержать 

вес в пределах установленных ограничений. Примером 

могут служить некоторые широко распространённые 

четырёхместные самолёты, топливные баки которых 

не могут быть заполнены до предела, если на борту находятся 

четыре человека и их багаж. В некоторых двухместных 

самолётах багаж нельзя помещать в отсек позади 

сидений, если предполагается ввести ЛА в режим 

штопора. Пилот должен быть осведомлён об ограничениях 

по весу и центровке для пилотируемого им ЛА и о 

причинах этих ограничений. 

Влияние веса на конструкцию ЛА 

Воздействие дополнительной нагрузки на конструкцию 

ЛА обычно нельзя увидеть сразу. Согласно требованиям 

полётопригодности, конструкция ЛА, принадлежащего 

к категории обычных (на которых выполнение 

фигур высшего пилотажа запрещено), должна быть 

рассчитана на перегрузку 3,8g. Это позволяет такому 

ЛА выдерживать динамическую нагрузку, 

возникающую при маневрировании или порывах ветра. 

Сказанное означает, что силовая конструкция ЛА 

может без каких-либо структурных повреждений выдержать 

нагрузку, в 3,8 раза превышающую его полный 

полётный вес. Если принять это как показатель перегрузки, 

которой может подвергаться ЛА в штатном режиме 

эксплуатации, избыточная нагрузка в 100 кг потенциально 

может привести к перегрузке конструкции 

ЛА в 380 кг. Эти соображения становятся ещё более 

значимыми в случае ЛА категорий общего назначения 

и спортивно-пилотажных, для которых требования 

к коэффициенту перегрузки составляют 4,4g и 

6,0g соответственно. 

Структурные повреждения, к которым приводят 

перегрузки, могут быть существенными или даже катастрофическими, 

но чаще они оказывают на компоненты 

конструкции постепенное, «накапливающееся» 

воздействие, которое бывает трудно выявить и крайне 

дорого устранить. Постоянная избыточная нагрузка 

обычно вызывает прогрессирующие напряжения и повреждения, 

которые не всегда выявляются при предполётном 

осмотре и впоследствии могут привести к 

отказу конструкции ЛА даже во время его штатной эксплуатации. 

Дополнительные напряжения, возникающие 

в элементах конструкции ЛА, могут ускорить появление 

повреждений, вызванных усталостью металла. 

Говоря о последствиях, вызываемых увеличением 

полного полётного веса ЛА, необходимо учитывать 

величину перегрузок, связанных с выполнением полётных 

манёвров и порывами ветра. Конструкция ЛА, 

подвергающаяся на выходе из пикирования перегрузке 

в 3g, должна быть в состоянии выдержать дополнительную 

нагрузку в 300 кг на каждые 100 кг добавочного 

веса. Такую нагрузку, например, может создать дополнительный 

необоснованный запас топлива объёмом 

106


примерно 120 л. При сертификации гражданских ЛА 

их конструкция анализируется и проверяется на полёт 

с максимальным разрешённым взлётным весом в 

скоростных режимах , допустимых для этого типа ЛА. 

Полёты с взлётным весом , превышающим разрешённый, 

практически выполнимы, и часто даже не выходят 

за пределы возможностей конкретного ЛА. Тем не 

менее, это не должно вводить пилота в заблуждение. 

Он обязан понимать, что нагрузка, на которую ЛА не 

рассчитан, оказывает разрушающее воздействие на 

всю конструкцию ЛА или некоторые её компоненты. 

При загрузке на борт пассажиров или груза необходимо 

учитывать конструкцию ЛА . Сиденья пассажиров, 

багажные отделения и пол кабины экипажа 

рассчитаны на то, чтобы выдерживать определённую 

нагрузку (или концентрацию нагрузки) и не более 

того. Например , грузоподъёмность багажного отсека 

лёгкого самолёта может быть ограничена 10 кг из-за 

ограниченной прочности поддерживающей отсек 

конструкции , даже несмотря на то, что при у в еличении 

нагрузки в этой точке ЛА не будет перегружен и 

его ЦТ не сместится. 

Влияние веса на устойчивость и управляемость 

Перегрузка также влияет на устойчивость ЛА. Будучи 

вполне устойчивым и управляемым при нормальной 

на грузке, при перегрузке ЛА может вести себя совершенно 

иначе. Хотя управляемость в первую очередь зависит 

от распределения веса, увеличение полного по 

лётного веса ЛА также оказывает на неё отрицательное 

воздействие , вне зависимости от расположения ЦТ. При 

превышении полного полётного веса управляемость 

многих сертифицированных ЛА может снизиться до 

неудовлетворительного уровня . 

Влияние распределения нагрузки 

Влияние местоположен ия ЦТ на нагрузку, 

оказываемую 

на крыло ЛА во время полёта, чрезвычайно существенно 

во время набора высоты и крейсерского полёта. 

ЛА , нагруженный в передней части , «тяжелее» и, 

следовательно , медленнее, чем такой же ЛА, ЦТ которого 

сдвинут дальше по направлению к хвосту. 

На рис. 4-55 показано, почему это так. 

При передней 

загрузке для выполнения горизонтального крейсерского 

полёта , в большинстве случаев, необходима балансировка 

пикирующего момента. Это означает, что 

пов ерхности хвостового оперения устанавливаются 

в положение, при котором они создают дополнительную, 

направленную вниз нагрузку на хвостовую часть 

фюзеляжа, что увеличивает нагрузку на крыло и требует 

дополнительной подъёмной силы для сохранения 

Нагрузка, обеспечиваемая 

хвостовым оперением 

Полётный вес 

на хвост 

Рис. 4-55. Влияние распределения нагрузки на равновесие. 

высоты. УА крыла увеличивается, повышая лобовое 

сопротивление, что , в свою очередь, увеличивает скорость 

сваливания. 

При задней загрузке, когда пикирующий момент 

сбалансирован, поверхности хвостового оперения 

создают мень ше е давление вниз. Это освобождает 

крьио от определённой части нагрузки и несколько 

уменьшает величину подъёмной силы , необходимой 

для поддержания высоты. В результате УА крьиа 

уменьшается, что уменьшает и лобовое сопротивление, 

позволяя увеличить крейсерскую скорость. 

Теоретически, нейтральная нагрузка на хвостовое 

оперение в крейсерском режиме способна обеспечить 

наилучшие лётно-технические характеристики и 

крейсерскую скорость ЛА, но при этом также снижается 

устойчивость. Современные ЛА проектируются таким 

образом , что для обеспечения их устойчивости и 

управляемости требуется действующая на хвостовое 

оперение нагрузка, направленная сверху вниз. 

Нулевые показания индикатора триммера не 

обязательно означают «нейтральную балансировку», 

поскольку снос потока с крьиьев и фюзеляжа оказывает 

воздействие на хвостовое оперение. 

Распределение полезной нагрузки в значительной 

степени влияет на полётные характеристики ЛА, даже 

когда ЦТ находится в допустимом диапазоне центровки 

и максимальный взлётный вес не пре вышен. Среди 

этих характеристик - управляемость, устойчивость и 

действующая нагрузка на крьио. 

В целом , ЛА теряет управляемость, особенно при 

полёте на низкой скорости, по мере того, как ЦТ 

перемещается по направлению к хвосту. ЛА , который 

способен к чистому выходу из затяжного штопора, 

может полностью потерять эту способность, если его ЦТ 

переместится всего на несколько сантиметров к хвосту. 

107


Обычно авиаконструкторы устанавливают предел 

задней центровки на расстоянии одного дюйма (2,54 см) 

от граничного положения ЦТ, при котором ещё возможен 

нормальный выход из одновиткового штопора. 

При сертификации ЛА по категории, допускающей 

выполнение преднамеренного штопора , предел центровок 

обычно расположен на несколько сантиметров 

дальше, чем для обычной категории. 

Существует ещё один влияющий на управляемость 

фактор, который приобрёл дополнительную важность 

при проектировании современных крупноразмерных 

сила, приложенная к ЦТ, который сдвинут в хвостовую 

часть ЛА, толкает хвост в сторону от оси вращения, не 

позволяя опустить нос и выйти из штопора. 

ЛА, загруженный до задней границы допустимого 

диапазона центровок, при поворотах , сваливании и во 

время посадки ведёт себя иначе, чем загруженный до 

передней границы диапазона центровок. 

Передняя граница предела центровок определяется 

на основе нескольких факторов. По соображениям 

безопасности требуется, чтобы устройство балансировки 

(триммер или регулируемый стабилизатор) мог 

поддерживать ЛА в 

ЛА. Это влияние длинного плеча момента на расположение 

тяжёлого бортового оборудования и груза. Один 

режиме нормального планирования 

при выключенном двигателе. ЛА обычной схемы 

и тот же ЛА может быть загружен до максимального 

должен быть способен 

совершить посадку на крити 

взлётного веса с сохранением ЦТ в пределах центровки 

двумя различными способами: если сосредоточить топливо 

, пассажиров и груз в непосредственной близости 

от конструктивного ЦТ, и если распределить топливо 

ческом УА с выключенным двигателем. Смысл этого 

требования - в возможности посадки на минимальной 

скорости в непредвиденных ситуациях. ЛА с хвостовым 

колесом, загруженные с перетяжелением на 

нос, трудны в управлении во время руления, особенно 

по крыльевым бакам., а груз - по отсекам впереди и позади 

кабины пилотов. 

при сильном ветре. 

Они с лёгкостью капотируют при 

использовании тормоза, а во время посадки почти 

всегда «козлят», стремясь опустить нос при замедлении 

В обоих случаях общий вес и расположение ЦТ будут 

одними и теми же. При этом в случае распределённой 

нагрузки для маневрирования или сохранения 

горизонтального 

полёта потребуются большие 

и выравнивании перед посадкой. Сложности с управлением 

на земле могут возникнуть и у ЛА с носовым колесом, 

особенно во время пробега и взлёта. 

Итак, подведём итоги обсуждения того, как распределение 

веса влияет на летно-технические характеристики 

ЛА . 

• Местоположение ЦТ влияет на подъёмную силу и 

УА крыла; на величину и направление силы, действующей 

на хвостовое оперение; и на угол отклонения 

стабилизатора, необходимый для · обеспечения 

равновесия ЛА. Последнее очень важно из-за 

тесной связи с величиной управляющей силы, прилагаемой 

к рулю высоты. 

• При смещении ЦТ к носу ЛА его 

скорость сваливания 

растёт. Это связано с тем, что критический 

угол сваливания может быть достигнут 

управляющие усилия, чем в первом случае. Более 

длинные плечи моментов (от точки приложения сил 

до местоположения груза и топлива) должны преодолеваться 

действиями плоскостей управления. ЛА с 

полностью заполненными крыльевыми топливными 

баками ведёт себя пассивно в режиме крена, в то 

время как ЛА с полностью заполненными носовыми 

и хвостовыми грузовыми отсеками хуже реагирует 

на движения руля высоты. 

Задняя граница предела центровок, большей частью, 

определяется соображениями устойчивости. В 

основных требованиях лётной годности для той или 

иной категории ЛА указывается, что в полёте с определённой 

воздушной скоростью ЛА должен гасить вертикальное 

перемещение носа за 

определённое число 

при более высокой скорости из-за увеличения 

колебаний. Если груз будет сдвинут слишком далеко к 

хвосту, ЛА может оказаться не в состоянии сделать это. 

нагрузки на крыло. 

• Управляющая сила, 

прилагаемая к рулю высоты, 

Напротив, если его нос внезапно резко поднимется, ЛА 

может начать попеременно пикировать и кабрировать, 

причём амплитуда этих движений будет возрастать с 

каждым колебанием. Такая неустойчивость не только 

создаст неприятные ощущения у пассажиров и членов 

экипажа - в определённых условиях она может представлять 

опасность, делая ЛА неуправляемым. 

Чем дальше к хвосту перемещается ЦТ, тем труднее 

становится вывод ЛА из сваливания. Это особенно 

важно при выходе из штопора, поскольку при перемещении 

ЦТ назад до определённой точки штопор становится 

«плоским». При плоском штопоре центробежная 

растёт по мере смещения ЦТ вперёд, поскольку для 

уравновешивания ЛА требуется всё большее отклонение 

стабилизатора. 

• Крейсерская скорость выше у того ЛА, ЦТ которого 

смещён дальше назад , из-за снижения лобового сопротивления. 

Лобовое сопротивление снижается, 

поскольку для поддержки ЛА в воздухе и преодоления 

тенденции к пикированию нужны меньшие УА 

и угол отклонения вниз стабилизатора. 

• По мере смещения ЦТ назад ЛА становится менее 

устойчивым. Это связано с тем, что сдвиг ЦТ назад 

вызывает увеличение УА. Поэтому вклад крыла 

108


в обеспечение устойчивости ЛА снижается, в то 

время как вклад хвостового оперения остаётся неизменным. 

При достижении точки, в которой доли 

крыла и хвостового оперения уравновешиваются, 

возникает нейтральная устойчивость. Любое дальнейшее 

перемещение ЦТ назад приводит к тому, 

что ЛА становится неустойчивым. 

• Смещение ЦТ вперёд увеличивает потребность в 

направленном вниз давлении на руль высоты. В 

результате руль высоты может утратить возможность 

препятствовать стремлению ЛА к пикированию. 

Для управления ЛА в таком положении на 

скоростях, близких к скорости сваливания, к рулю 

крыла может вдвое превышать скорость самого ЛА. 

Таким образом, ЛА в одно и то же время могут обтекать 

как дозвуковые , так и сверхзвуковые потоки. Когда 

скорость потока возле каких-либо частей ЛА достигает 

звуковой (например, в зоне максимальной выпуклости 

крыла), дальнейшее ускорение приводит к возникновению 

таких эффектов сжимаемости, как образование 

ударной волны, рост лобового сопротивления, вибрация, 

потеря устойчивости и управляемости. На скоростях, 

превышающих этот предел, принципы дозвуковой 

аэродинамики перестают действовать (рис. 4-56). 

высоты приходится прикладывать значительную 

управляющую силу. 

Под робное обсуждение и дополнительная информация 

по теме веса и центровки содержатся в главе 9, «Вес 

Максимальная местная скорость меньше скорости звука 

и цен т ровка». 

Высокоскоростной полёт 

Дозвуковой и сверхзвуковой потоки 

В дозвуковой аэродинамике теория возникновения 

подъём ной силы основывается на силах, действующих 

на т е л о и движущийся газ (воздух), в который оно погружено. 

На скорости примерно в 480 км/ч воздух 

можно считать несжимаемым , поскольку на заданной 

высоте его 

плотность остаётся практически постоян- 

Максимальная местная скорость равна скорости звука 

.. . . • ••• . :t • 

Рис. 4-56. Воздушный поток над крылом. 

ной, вне зависимости от изменения давления. Таким Диапазоны скоростей 

образом , воздух ведёт себя как жидкость и может быть 

отнесён к жидкостям. Дозвуковая аэродинамическая 

теория также предполагает, что влияние вязкости 

(стре мления жидкости/газа воспрепятствовать движению 

одной своей части относительно другой) пренебрежимо 

мало, и считает воздух идеальной жидкостью, 

подчиняющейся таким принципам аэродинамики идеальных 

жидкостей, как связность, принцип Бернулли 

и циркуляция. 

В действительности же воздух сжимаем и обладает 

вязкостью . В то время как при низких скоростях этими 

его характеристиками можно пренебречь, с увеличением 

скорости сжимаемость воздуха начинает играть 

всё более значительную роль. Сжимаемость и, в меньшей 

степени, вязкость становятся важнейшими факторами 

на скоростях, приближающихся к скорости звука. 

При таких скоростях сжимаемость приводит к изменению 

плотности воздуха вокруг ЛА. 

Во время полёта крыло создаёт подъёмную силу, ускоряя 

воздушный поток над своей верхней поверхностью. 

Этот ускоренный воздух может достичь 

(и достигает) 

скорости звука, даже если сам ЛА движется с дозвуковой 

скоростью. У некоторых ЛА на некоторых критических 

УА скорость воздуха над верхней поверхностью 

Скорость звука меняется в зависимости от температуры. 

При стандартных температурных условиях 

( + 15 °С) скорость звука на уровне моря равна 1224 км/ч. 

На высоте 12 км, где темпе ратура опускается до -55 °С, 

скорость звука падает до 1063 км/ч. При высокоскоростном 

и/или высотном полёте скорость выражается 

безразмерным показателем, называемым «числом 

Маха» - отношением истинной воздушной скорости 

ЛА к скорости звука при тех же атмосферных условиях. 

ЛА, двигающийся со скоростью звука, имеет скорость 

Ml,O. Существует следующая приближённая классификация 

скоростных режимов ЛА: 

• Дозвуковой диапазон - 

• Трансзвуковой диапазон - 

• Сверхзвуковой диапазон - 

• Гиперзвуковой диапазон - выше М5. 

меньше МО,75. 

от МО,75 до Ml,2. 

от Ml,2 до М5 

В то время как для военной авиации полёты в трансзвуковом 

и сверхзвуковом диапазонах являются обычным 

делом, гражданские реактивные самолёты, как 

правило, эксплуатируются на крейсерских скоростях в 

диапазоне от МО,7 до МО,9. 

Воздушная скорость, при которой воздушный поток 

над любой частью поверхности ЛА впервые достигает 

109


(но не превышает) Ml, называется «критическим числом 

Маха» и обозначается как М крит · Критическое число 

Маха представляет собой границу между дозвуковым и 

трансзвуковым полётом и зависит, главным образом, от 

конструкции аэродинамической поверхности конкретного 

ЛА. Критическое число Маха является важным показателем 

при трансзвуковом полёте. Когда на поверхности 

ЛА формируется ударные волны, срыв потока 

вызывает вибрацию корпуса ЛА , и могут возникнуть 

проблемы с управляемостью. Ударные волны, вибрация 

и срыв потока происходят на скорости выше, чем 

критическое число Маха. ЛА, как правило , обладает 

вибрации. Любое из этих явлений может привести к 

тому, что пилот утратит возможность надлежащим образом 

управлять ЛА. 

Например, первые гражданские реактивные самолёты 

имели предел V мо 306 KCAS на эшелоне примерно 9500 

(в стандартный день). На этой высоте (эшелон 9450), 

величина М мо' равная 0,82, примерно соответствует 306 

KCAS. Выше этой высоты 

Мм о 0,82 всегда соответствует 

KCAS меньше, чем 306, и поэтому становится эксплуатационным 

пределом - невозможно достичь предела V мо, 

не достигнув сперва предела Ммо· Например , на эшелоне 

11600 Ммо 0,82 примерно соответствует 261 KCAS. 

наилучшими летно-техническими характеристиками, 

когда движется с крейсерской скоростью, равной своему 

критическому числу Маха или близкой к нему. При 

полёте на скоростях, на 5-10% превышающих критическое 

число Маха, 

начинают возникать эффекты компрессии. 

Лобовое сопротивление резко возрастает. Это 

влечёт за собой вибрацию, изменения в балансировке 

и устойчивости ЛА, а также снижение эффективности 

управляющих поверхностей. Этот режим называется 

«точкой роста лобового сопротивления» (рис. 4-57). 

1 

I 1 1 lii : 1 : 11 1 1 1 : 1 

~ 1 1 ! i 1 '1 1 ' ! 1 1, 1 1 

1 

[ 1 

1 1 1 1 i i 1 : 1/, 11 1 

§1 

1 1 1 

i I i 

'''' 

1, i I i 1 1 i 11 111 1 1 1 1 1 1111 

1 1 '1 i 1 1) !' i 

l 1 

¾ lf, 

1 111 1 1 1111 11 .. l} .. и l'tR 1 1 1 ! : 111 

с; 

0·3 

, i 11 111 1 111 111 i ~~ J. i ! 1 ! 

!~ 11 1111 1 1 i 11 11 1 : 1 1 1 Yr : ! 1 , 1 

0.5 

М (Mach number) 

Рис. 4-57. Критическое число Маха. 

В авиации используются показатели Vмо и Ммо ' называемые 

предельной эксплуатационной скоростью. 

1.0 

Vмо 

представляет собой калиброванную скорость в узлах 

(KCAS), а Ммо - число Маха. Предел V мо обычно используется 

при полёте на малых высотах и связан с конструктивной 

нагрузкой. Предел Ммо используется при полёте 

на больших высотах и в большей степени связан с эффектом 

сжимаемости. 

Соблюдение этих скоростных режимов позволяет предотвратить 

следующие явления: структурные проблемы, 

связанные с динамическим давлением или флаттером; 

ухудшение управляемости ЛА, связанное с эффектом 

сжимаемости (например, реверс элеронов или вибрация 

корпуса); и отрыв потока, связанный с ударными 

волнами, приводящими к потере подъёмной силы или 

Соотношение числа Маха и воздушной скорости 

Важно понимать, как воздушная скорость зависит 

от числа Маха. В качестве примера рассмотрим, как 

скорость сваливания реактивного транспортного самолёта 

меняется с увеличением высоты. Увеличение 

высоты приводит к снижению плотности воздуха и 

наружной температуры. Предположим, что транспортный 

самолёт находится в конфигурации с убранной 

механизацией (шасси и закрылки подняты) и весит 

250 т. Скорость сваливания самолёта составляет примерно 

152 KCAS на уровне моря . Это соответствует (в 

стандартный день) истинной скорости в 152 KTAS (истинная 

скорость в узлах) и М 0,23. На эшелоне 11600 самолёт 

войдёт в режим сваливания на скорости приблизительно 

152 KCAS, но истинная скорость будет равна 

примерно 287 KTAS при М 0,5. 

Хотя скорость сваливания условно остаётся неизменной, 

число Маха и истинная скорость возрастают . 

С увеличением высоты плотность воздуха снижается; 

поэтому, для того, чтобы показания приёмника воздушного 

давления оставались неизменными при одних 

и тех же KCAS и КIAS (приборная скорость в узлах; 

примем для простоты , что KCAS и КIAS очень близки), 

истинная воздушная скорость должна увеличиться. 

Динамическое давление , действующее на крыло на 

эшелоне 11600 при 287 KTAS такое же, как на уровне 

моря при 152 KTAS. Однако самолёт движется с 

высоким числом Маха . 

более 

Другой фактор, который необходимо рассмотреть, - 

это скорость звука. Снижение температуры воздуха 

приводит к уменьшению скорости звука. Поэтому, 

когда ЛА поднимается на высоту с меньшей наружной 

температурой, скорость звука падает. На уровне моря 

скорость звука равна примерно 661 KCAS, в то время 

как на эшелоне 11600 она составляет 574 KCAS. Поэтому 

для нашего транспортного самолёта скорость сваливания 

(в KTAS) изменилась с 152 (на уровне моря) до 

287 (на эшелоне 11600). Одновременно, скорость звука 

(в KCAS) снизилась с 661 до 574, а число Маха выросло 

110


с М 0,23 (152 KTAS разделить н а 661 KTAS) до М 0,5 

(287 KTAS разделить на 574 KTAS). При этом скорость 

сваливания в KCAS остал ась пос т оянной и рав ной 152. 

Мы рассмотрели, что происходит , когда ЛА движется 

с постоянной KCAS при увеличении высоты полёта . Но 

что произойдёт , 

если пилот во время набора высоты 

будет удерживать число Маха на одном уровне? В усл 

овиях нормаль ной эксплуатации реактивного самолёта 

набор высоты производится на скорости 250 КIAS 

(или большей) до эшелона 3000, а затем на регламентированной 

маршрутной скорости набора высоты (например 

, 330 КIAS для самолёта «МакДоннелл-Дуглас 

DC-10») до эшелона 7000-8000, после которого пилот 

продолжает набор высоты на постоянном числе Маха 

вплоть до крейсерской высоты . 

Предположим для примера, что пилот набирает высоту 

на Ммо 0,82 от уровня моря до эшелона 11600. KCAS 

п адает с 543 до 261. КIAS на всех высотах в е д ёт себя соответственно 

, отличаясь на несколько узлов . Не будем 

з абывать, что при наборе высоты скорость звука уменьшается 

вместе с падением температуры. Число Маха - 

э то просто отношение истинной во здушной скорости к 

с корости з вука при определённых условиях полёта. Из 

в ышеизложенного следует, что при наборе высоты 

с постоянн ы м числом Маха KCAS (а также KTAS и 

КI AS) падают. 

Если самолёт набирает высоту с постоянным Ммо и 

ум еньшающимися КIAS, KCAS и KTAS в течение достат 

очного времени, он начнёт приближаться к скорости 

св аливания . В определённый момент скорость свалив 

ания самолёта, выраженная числом Маха, сровняется 

с Мм , и пилот не сможет ни замедлить движение (без 

0 

р иска сваливания), ни ускорить его (не превышая при 

э том максимальную эксплуатационную скорость сам 

олёта). В авиации такую ситуацию называют «coffin 

corner» («угол гроба»). 

Гр аничный слой 

Вя з кая природа воздуха снижает локальные скорости 

потоков на поверхности ЛА и вызывает поверхностное 

трение . Как было сказано ранее, слой воздуха над 

поверхностью крыла , который замедляется или полностью 

останавливае тся из-за вязкости во здуха, называется 

пограничным слоем. 

Существует два различных 

вида пограничного слоя: ламинарный и турбулентный. 

Ламинарный пограничный слой 

Ламинарный пограничный слой представляет собой 

очень плавный поток, в то время как турбулентный 

пограничный слой содержит «водовороты» или вихри . 

Ламинарный слой создаёт меньшее поверхностное 

трение, чем турбулентный, но оно более постоянно. 

Поток пограничного слоя начинается как плавный ламинарный 

поток. По мере движения назад от передней 

кромки крыла ламинарный пограничный слой становится 

толще . 

Турбулентный граничный слой 

На определённом расстоянии от передней кромки 

крыла плавный ламинарный поток разрушается и 

превращается в турбулентный. В целях снижения лобового 

сопротивления лучше, если переход от ламинарного 

потока к турбулентному будет происходить 

как можно дальше позади крыла , или если большая 

часть поверхности крыла будет покрыта ламинарной 

частью граничного слоя. 

Низкоэнергетический 

ламинарный поток, однако, может разрушиться внезапнее 

турбулентного. 

Отрыв пограничного слоя 

Ещё одно явление, связанное с вязкостью воздуха, - 

это отрыв воздушного потока. Отрыв происходит, когда 

воздушный поток отделяется от аэродинамической поверхности. 

В нормальных условиях ламинарный граничный 

слой постепенно превращается в 

турбулентный, 

а затем происходит отрыв потока . Отрыв потока 

вызывает сильное лобовое сопротивление и снижает 

подъёмную силу практически до нуля. По мере увеличения 

УА точка от рыва пограничного слоя перемещается 

ближе к передней кромке крыла (рис. 4-58). 

Турбулентный граничный слой 

Ламинарный граничный слой 

Рис. 4-58. Граничный слой. 

111


Для задержки или полного погашения ударной волны , 

вызванной отрывом пограничного слоя при трансзвуковом 

полёте, используются так называемые турбулизаторы 

. Они представляют собой небольшие аэродинамические 

поверхности малого удлинения , которые 

располагаются под углом от 12° до 15° к набегающему 

потоку. Обычно размещаемые вдоль крыла перед элеронами 

или другими плоскостями управления на расстоянии 

нескольких сантиметров друг от друга, турбулизаторы 

создают завихрения , которые смешивают 

пограничный поток с высокоэнергетическим потоком, 

расположенным выше над поверхностью крыла. Это 

обеспечивает более высокую поверхностную скорость 

и увеличивает энергию граничного слоя . Как следствие , 

для отрыва воздушного потока требуется более сильная 

ударная волна . 

Уда рные волны 

Когда самолёт летит с дозвуковой скоростью, давление 

перед ним меняется со скоростью звука , «предупреждая» 

находящие впереди по курсу воздушные массы о 

приближении самолёта. Получив это «предупреждение», 

воздух начинает расступаться в обе стороны, «готовясь» 

пропустить са молёт. Когда скорость самолёта 

достигает скорости звука, изменение давления больше 

не может «заблаговременно предупреждать» воздух , 

поскольку самолёт движется с той же скоростью, что 

и его волна давления. В этом случае частицы воздуха 

скапливаются перед самолётом, что приводит к резкому 

падению скорости потока непосредственно перед 

самолётом и, соответственно, к повышению давления и 

плотности воздуха. 

Если скорость самолёта превышает скорость воздуха 

, давление и плотность сжатого воздуха перед 

ним возрастает, и область компрессии расширяется 

вперед от носа самолёта . В некоторой точке воздушного 

потока частицы воздуха остаются совершенно не 

затронутыми волной давления - они как бы не получили 

«предупреждения» о приближении самолёта - 

но в следующий момент в той же точке происходят 

внезапные и значительные изменения температуры , 

давления, плотности и скорости воздуха. Границу 

между незатронутым воздухом и областью сжатого 

воздуха называют ударной волной или волной сжатия. 

Такая же волна формируется, когда движущийся 

со сверхзвуковой скоростью воздушный поток замедляется 

до дозвуковой скорости без изменения направления 

(например, когда поток ускоряется до скорости 

звука возле выпуклой части крыла, а затем, минуя 

выпуклость, снижает свою скорость). Ударная волна 

формируется как граница между сверхзвуковой и дозвуковой 

областями. 

Когда ударная волна распространяется перпендикулярно 

движению воздушного потока, 

она называется 

нормальной ударной волной. Воздух, находящийся 

непосредственно позади такой волны , движется с дозвуковой 

скоростью . Сверхзвуковой воздушный поток, 

проходящий через нормальную ударную волну, меняется 

следующим образом: 

• Поток замедляется до дозвуковой скорости. 

• Часть потока, находящаяся непосредственно позади 

волны , не меняет направления движения. 

• Статическое давление и плотность потока позади 

волны значительно увеличиваются. 

• Энергия потока (определяемая суммарным давлением 

- суммой динамического и статического) 

значительно уменьшается . 

Возникновение ударной волны приводит к увеличению 

лобового сопротивления. Одним из непосредственных 

результатов воздействия ударной волны 

является формирование 

плотной области высокого давления . 

непосредственно позади неё 

Нестабильность 

области высокого давления и то, что часть кинетической 

энергии потока в процессе движения сквозь волну 

превращается в тепло, также влияют на увеличение 

лобового сопротивления, но основной вклад в это увеличение 

вносит отрыв воздушного потока. Если ударная 

волна сильна, граничному слою может не хватить 

кинетической энергии, чтобы противостоять отрыву 

потока. Лобовое сопротивление, возникающее в трансзвуковой 

области из-за возникновения ударной волны 

и отрыва потока, называется волновым сопротивлением. 

Волновое сопротивление резко возрастает, когда 

скорость самолёта превышает критическое число Маха 

примерно на 10%. Для увеличения скорости выше этой 

величины и перехода в сверхзвуковой диапазон требуется 

значительное увеличения тяги (мощности). При 

определённой форме аэродинамической поверхности и 

угле атаки в этом диапазоне пограничный слой может 

снова присоединиться к крылу. 

Нормальная ударная волна создаётся на верхней поверхности 

крыла, а затем формирует дополнительную 

область сверхзвукового . потока и, в свою очередь, ещё 

одну нормальную ударную волну на нижней его 

поверхности. 

По мере того, как воздушная скорость приближается 

к скорости звука, области сверхзвукового 

потока расширяются, а ударная волна перемещается к 

задней кромке крыла (рис. 4-59). 

С увеличением лобового сопротивления связаны бафтинг 

(бафтинг Маха), изменения в равновесии и балансировке 

, а также снижение эффективности управляющих 

сил. Потеря подъёмной силы из-за отрыва потока 

приводит к уменьшению сноса потока и изменению 

в положении центра давления крыла. Отрыв потока 

создаёт турбулентный след за крылом, вызывающий 

112

Глава 4. Аэрод инамика полёта 

(м = 1.os ) 

Рис. 4-59. Ударные волны. 

б афтинг (вибрацию) хвостового оперения. От сноса 

п отока за крылом прямо зависит упра вляемость во 

круг поперечной оси (тангаж), обеспечиваемая гори 

зо нтальным х востовым оперение м. Усиление сноса 

п отока снижает управляемость по тангажу, поскольку 

п ри этом увеличивается угол атаки хвостового опере 

н ия . Смещение центра давления крыл а влияет на момент 

тангажа крыла. Если цен т р давления смещается 

назад, возникает момент на пикирование , на з ываемый 

«волновым кризисом» или «затягиванием в пикирование» 

. Если центр давления смещается вперёд, возни 

к ает момент на кабрирование . Это является главной 

причиной того, что многие газотурбинные самолёты 

сегодня имеют Т-образное хвостовое оперения . В этой 

конструкции горизонтальный стабилизатор находится 

на максимальном удалении от области турбулентности 

позади крыла . 

Стрелов идность крыла 

Основная часть сложностей , возникающих при транс 

звуковых полётах, связана с отрывом потока, вызван 

ным ударной волной. Поэтому любое уменьшение или 

смягчение этого явления, каким бы способом оно ни 

достигалось, позволяет улучшить аэродинамические 

характеристики самолёта. Одним из та к и х способов 

является стреловидность крыла . Теория стреловидности 

основывается на принципе , что на распределение 

давления и формирование ударной волны оказывают 

влияние только те компоненты крыла, которые перпен 

дикулярны его передней кромке (рис. 4-60). 

Рис. 4-60. Эффек т стреловидност и кр ыл а . 

В случае ЛА с прямым крылом, воздушный поток 

встречаетс я с передней кромкой крыла под углом 90°, 

и этот удар со здаёт давление и подъёмную силу. Крыло 

со стреловидностью встречает тот же поток под углом 

меньше 90°. Это позволяет воздушному потоку как 

бы «убедить » крыло, что оно движется со скоростью , 

меньшей , чем на самом деле; поэтому формирование 

ударной волны замед л яется. 

К преимуществам стреловидного 

крыла относятся увеличение критического 

числа Маха, числа М отклонения сил и числа М, при 

котором лобовое сопротивление достигает максимума. 

Другими словами , стреловидность снижает влияние 

эффектов сжимаемости воздуха. 

Число М , при котором происходит резкое изменение 

коэффициента лобового сопротивления , называется 

«число М отклонения сил ». В большинстве случаев оно 

превышает критическое число Маха на 5-10%. При этой 

скорости отрыв потока, вызванный формированием 

ударной волны , 

может привести к значительным изменениям 

лобового сопротивления , подъёмной силы и 

113


Сваливание 

Рис. 4-62. Сваливание Т-образного хвостово го о п ерения. 

бывает бафтинга управляющих поверхностей, который 

обычно предупреждает пилота о начале сваливания 

(рис. 4-62). Т-образное хвостовое оперение, находясь 

выше спутной струи крыла , сохраняет эффективность 

даже после начала сваливания, позволяя пилоту не 

Рис. 4-61. Концевое сваливание . 

момента тангажа. Помимо снижения влияния эффектов 

сжимаемости, прямая стреловидность уменьшает 

размер изменений лобового сопротивления, подъёмной 

силы и моментов сил . Иначе говоря, использование 

крыла с прямой стреловидностью помогает « смягчить» 

эффект отклонения сил. 

Недостаток стреловидного крыла в том, что оно 

стремится к сваливанию у концевой своей части, а не 

у корня (рис. 4-61). Это связано с тем, что пограничный 

слой движется вдоль крыла к его концевой части 

и разделяется около передней кромки. Поскольку концевая 

часть стреловидного крыла находится в задней 

его области (позади центра подъёмной силы) , концевое 

сваливание смещает центр подъемной силы вперёд по 

крылу, вызывая кабрирование носа. Стремление к концевому 

сваливанию больше всего , когда прямая стреловидность 

сочетается с сужением крыла. 

Сваливание может ещё более усугубиться из-за 

Т - образной конфигурации хвостового оперения, 

поскольку при таком оперении практически не 

преднамеренно ввести крыло в режим ещё более глубокого 

сваливания на гораздо большем УА. В ходе этой 

фазы сваливания горизонтальное хвостовое оперение 

всё-таки погруж ается в спутную струю, и руль высоты 

теряет свою эффективность, делая невозможным выровнять 

самолёт по тангажу и выйти из сваливания . 

В фазах перед сваливанием и непосредственно после 

него аэродинамические особенности стреловидного 

крыла (прежде всего, значительное повышение лобового 

сопротивления на малых скоростях) могут заставить 

самолёт снизить траекторию полёта без изменений 

по тангажу, тем самым ещё более увеличивая УА . 

В такой ситуации, когда самолёт находится в положении 

с опущенным носом и возрастающей воздушной 

скоростью , а пилот лишён надёжных данных о УА, нет 

никаких гарантий, что из режима сваливания удастся 

выйти. В этой фазе любые движения руля высоты будут 

приводить лишь к сохранению режима сваливания. 

Войдя в режим сваливания с высоко поднятым носом, 

самолёты с Т- образным хвостовым оперением обычно 

очень сильно кабрируют, что сильно затрудняет выход 

из сваливания или даже делает его невозможным. Для 

114


предотвращения такого сваливания используется толкатель 

штур вал ьной колонки. При скорости примерно 

на один узел (1,85 км /ч) выше скорости сваливания, 

программа автоматически подаёт команду на штурвальную 

колонку, и ручка управления авто матически 

перемещается вперёд, предотвращая сваливание. В 

систему управления та кже может быть встроен ограничитель 

перегрузки , препятствующий том у, чтобы 

вызываемое толкателем движение носа вни з создавало 

избыточную нагрузку на самолёт . Автоматический 

«механизм тряски ручки », с другой стороны, выдаёт 

предупреждение, когда скорость примерно на 5-7% 

превышает скорость сваливания. 

Границы бафтинга Маха 

Бафтинг Маха является функцие й скорости воздушного 

потока над крыло м (которая не обязательно соответствует 

скорости самолёта). Всяк ий раз, когда крыло 

не может обеспечить необходимую подъёмную силу 

(при слишком высокой воздушной скорости или при 

слишком большом УА в момент приближения к М ,,), 

начинается «высокоскоростной » бафтинг . Возникают 

также ситуации , когда бафтинг происходит н а гораздо 

меньших скоростях, тогда его называют «низкоскоростным 

бафтингом Маха » . 

Наиболее типичный пример такого бафтинга - 

когда самолёт движется сли шк ом медленно для своего 

веса и высо ты полёта, что возможно только при 

высоком УА. 

Очень высокий УА приводит к увеличению скорости 

возду шного потока над верхней поверхностью крыла 

до тех пор , пока не начнутся такие же явления , как при 

высокоскоростном бафтинге. УА крыла является основным 

фактором в 

возникновении бафтинга Маха как 

на больших , так и на малых скоростях. Приведём при 

чины, приводящие к увеличению УА и скорости потока 

над крылом и увеличивающие вероятность возникновения 

бафтинга Мака: 

• Большая высота - 

чем выше в воздухе находится 

самолёт, тем меньше плотность воздуха, и тем 

больший УА необходим для создания подъёмной 

силы, требующейся для сохранения горизонтального 

полёта. 

• Большой вес - 

чем тяжелее самолёт, тем большую 

подъёмную силу должно создавать крыло , и, при 

прочих равных условиях, тем больше УА. 

• Перегрузка - увеличение перегрузки оказывает 

на самолёт то же воздействие, что повы шение его 

веса . Вне зависимости от того , вызвана ли перегрузка 

виражом, неправильным использованием 

средств управления или турбулентностью, её влияние 

на УА одинаково. 

Система управления высокоскоростным полётом 

На высокоскоростных самолётах система управления 

полётом делится на первичные и вторичные (вспомогательные) 

органы управления. Первичные органы 

управления обеспечивают манёвры самолёта относительно 

осей тангажа , крена и рыскания. К ним относятся 

элероны и рули высоты и направления. К вторичным, 

или вспомогательны м , 

органам управления 

относятся триммеры, предкрылки, закрылки , интерцепторы 

и отклоняемые носки крыла. 

Интерцепторы устанавливаются на верхней поверхности 

крыла, чтобы «ухудшить » или снизить подъёмную 

силу. Высокоскоростной самолёт, в силу своей 

обтекаемой формы , испытывает низкое лобовое сопротивление 

и поэтому нуждается в интерцепторах как в 

тормозах, которые могли бы замедлить его движение. 

Интерцепторы выдвигаются непосредственно после 

касания с землёй при посадке , чтобы снизить подъёмную 

силу и перенести вес самолёта с крыльев на шасси 

для лучшего торможения (рис . 4-63). 

Элероны реактивных транспортных самолётов 

имеют небольшой размер. Место для расположения 

элеронов ограничено, поскольку максимальная часть 

задней кромки крыла должна быть свободна для размещения 

закрылков . Кроме того, элерон обычного разм 

ера на высокой скорости может вызвать изгиб крыла . 

По этой причине совместно с элеронами используются 

интерцепторы, по зволяю щие обеспечить дополнительный 

контроль момента крена. 

Некоторые реа ктивные транспортные самолёты 

имеют два набора элеронов - пару внешних низкоскоростных 

и пару внутренних высокоскоростных. Когда 

во время взлёта закрылки полностью убраны, 

внешние эл ероны автоматически блокируются в 

убранном положении. 

Если необходимо скорректировать крен, на стороне 

поднятого элерона выдви гает ся интерцептор , который 

снижает подъёмную силу с этой стороны, тем самым 

заставляя крыло опуститься. Даже при использовании 

интерцепторов в качестве тормозов их одновременно 

можно использовать для упра вления креном . Если они 

дифференциального типа , они выдвигаются с одной 

стороны и убираются с другой. Если они недифференциального 

типа, они выдвигаются с одной стороны, но 

не убираются с другой. Будучи полностью выдвинуты 

в качестве тормозов, недифференциальные интерцепторы 

остаются в этом положении и не оказывают поддержки 

элеронам. 

Для достижения плавного сваливания и увеличения 

УА без отрыва воздушного потока передняя кромка 

крыла должна иметь гладкий, почти скруглённый профиль, 

обтекаемый потоком на достаточно высоком УА. 

115


Корневая часть крыла 

., . " 

.. .. 

.il • • 

. ... 

Тормозной интерцептор 

Концевой закрылок 

., 

Закрылки в посадочном положении 

Отклоняемый носок крыла 

Управляющие плоскости Boeing 737 

., ' 

,. ... 

Отклоняемый носок крыла 

Стабилизатор 

Руль высоты 

.. . ... 

Антикомпенсаторы 

Нижний руль высоты 

Приемники возд. давления 

Закрылки для выхода 

на крыльевой режим 

То мозные инте цепто ы 

Закрылки - 

Элероны-интерцепто ы 

Концевой закрылок 

. " 

... 

Щиток 

Управпяющие плоскости Boeing 727 

Закрылки убраны 

Рис. 4-63. Управ ляющие п оверхности . 

При такой форме крыла отрыв потока начинается у 

задней кромки и (по мере увеличения УА) постепенно 

перемещается вперёд. 

Заострённая передняя кромка, необходимая для вы 

сокоскоростного полёта , вызывает резкое сваливание и 

ограничивает использование закрылков, поскольку поток 

не может обтекать острый край передней кромки 

крыла. В результате срыв потока с верхней поверхности 

крыла происходит даже на умеренном УА . 

Чтобы использовать 

закрылки и, с их помощью, увеличить CYmax' 

нужно иметь возможность повысить УА, избежав при 

этом отрыва потока . Поэтому для улучшения параме 

тров низкоскоростного полёта во время взлёта, набора 

высоты и посадки используются такие компоненты механизации 

крыла, как щели передней кромки и предкрылки. 

Хотя эти компоненты не обеспечивают такого 

усилия , как закрылки, они , тем не менее, эффективны 

при полном выдвижении и в комбинации с закрылками. 

Благодаря использованию этих компонентов отрыв 

потока замедляется, а CYmax значительно увеличивается. 

В результате, иногда удаётся достичь снижения 

скорости сваливания на 100 км/ч и больше. 

Эксплуатационные требования больших реактивных 

транспортных самолётов предполагают значительный 

диапазон изменений продольной балансировки. 

Некоторые другие требования: 

• большой диапазон центровок; 

• большой диапазон скоростей; 

• способность к значительному изменению балан 

сировки посредством использования механизации 

крыла , без необходимости ограничивать ход 

руля высоты; 

116


• снижение балансировочного сопротивления до 

минимума . 

Выполнение этих требований обеспечивается горизонтальным 

стабилизатором с переменным углом 

атаки. У самолётов с неподвижным хвостовым оперением 

большие изменения в балансировке требуют 

существенного отклонения руля высоты. При 

таких отклонениях дальнейшее движение руля высоты 

в том же направлении практически невозможно. 

Горизонтальный стабилизатор с переменным углом 

атаки берёт на себя функцию продольной балансировки. 

Стабилизатор больше , чем руль высоты , что 

позволяет поворачивать его на меньший угол. В ходе 

балансировки руль высоты остаётся не задействованным 

, что позволяет использовать его для изменения 

положения самолёта по тангажу. Горизонтальный стабилизатор 

с переменным углом атаки, как и руль высоты, 

может использоваться в большинстве операций 

по управлению тангажом . На самолётах, оборудованных 

горизонтальным стабилизатором с переменным 

углом атаки, руль высоты меньше и менее эффективен 

(при изолированном использовании), чем на самолётах 

с неподвижным хвостовым оперением . По сравнению 

с другими органами управления, горизонтальный стабилизатор 

с переменным углом атаки - чрезвычайно 

мощный и эффективный компонент . 

Из-за размера и высокой скорости реактивных транспортных 

самолётов усилие, 

необходимое для перемещения 

управляющих плоскостей, находится за преде 

лами физических возможностей пилота. 

Поэтому для 

их перемещения используются гидравлические или 

электрические приводы. Перемещение ручки управления 

в кабине пилотов определяет необходимый 

угол поворота, и привод перемещает управляющую 

поверхность . В случае полного отказа энергетической 

установки самолёта движение плоскости управления 

может осуществляться вручную, через триммер руля. 

Отклонение триммера руля нарушает аэродинамическое 

равновесие, что приводит к перемещению плоскости 

управления. 

117

П,tФt&i 

Системы управления 

•• 

полетом 

В настоящей главе рассматриваются системы управления, 

которые используются пилотом для контроля действующих 

на ЛА во время полёта сил, траектории и высоты 

полёта . Следует заметить , что системы управл ения 

полётом могут очень сильно различаться в зависимости 

от типа ЛА , на которых они установлены . 

Наиболее простыми являются механические системы 

управления. Они состоят из механических компонентов 

(тяги, тросы , шкивы и , в некоторых случаях, цепные передачи) 

и преобразуют управляющие движения пилота 

в силы, приложенные к управляющим поверхностям ЛА. 

Механические системы управления полётом и по сей 

день используются в лёгких самолётах (общего назначения 

и спортивно-пилотажных), поскольку в этом случае 

аэродинамические силы не очень велики (рис . 5-1). 

Гидраsлич8Сl

Энцикло п едия пилота 

Движение любой из трёх основных управляющих 

поверхностей (элероны , руль высоты/стабилизатор и 

руль направления) меняет распределение воздушного 

Ручка продол ьно - поперечного 

управпения (ППУ) 

потока и давления над крылом и вокруг него. Эти из 

менения влияют на подъёмную силу и лобовое сопротивление, 

создаваемые комбинацией крыла и управляющей 

поверхности , и позволяют пилоту управлять 

положением ЛА в трёх плоскостях вращения. 

Степень отклонения управляющих поверхностей 

ограничена конструкцией ЛА. Например, тяги системы 

' ---· 

Рис. 5-3. Система управления вертолётом . 

управления часто комплектуется устройствами автоблокировки, 

а ход штурвальной колонки и педалей рулевого 

управления может бы т ь искусственно ограни 

чен . Цель подобных ограничений - предотвращение 

чрезмерного отклонения пилотом органов управления 

и , как следствие, создания избыточной перегрузки при 

нормальном маневрировании . 

переносом веса, в то время как свободные аэростаты 

используют для управления сброс балласта или выпуск 

газа. Система управления вертолётом включает в 

себя ручку продольно-поперечного управления (для 

наклона несущего винта), рычаг «шаг - газ» (для контроля 

шага винта) и педаль противовращения (для 

контроля рыскания) (рис. 5-3). 

Для получения дополнительной информации о системах 

управления полётом обратитесь к технической документации 

вашего ЛА . 

Правильно сконструированный самолёт должен 

быть устойчив и легко управляем в ходе нормального 

маневрирования. Входное воздействие на управляю 

щие плоскости вызывает перемещение самолёта вокруг 

одной или нескольких из 

трёх осей вращения. 

Виды устойчивости самолёта также привязываются к 

этим осям (р и с. 5-4). 

Рул ь налравления - рыскание 

ВерТИ"8Л ЬНВ11 ОСЬ 

( курсовая устойчивость) 

Системы управления полётом 

Органы управления полётом 

Система управления полётом ЛА состоит из основной 

и вспомогательной систем. Элероны, руль высоты (или 

стабилизатор) и руль управления составляют основ 

ную систему управления и необходимы для обеспе 

чения безопасного управления ЛА во время полёта. 

Закрылки, управляющие плоскости передней кромки 

и триммеры входят во вспомогательную систему 

управления, которая улучшает параметры полёта либо 

освобождает пилота от необходимости прилагать значительные 

управляющие усилия . 

Основная система управления полётом 

Системы управления ЛА проектируются таким обра 

зом, чтобы обеспечивать необходимую чувствительность 

к управляющим действиям и одновременно 

создавать естественные ощущения. На низкой ско 

рости органы управления обычно ощущаются «вялыми» 

и податливыми, и ЛА медленно реагирует на 

действия пилота. По мере роста скорости органы 

управления становятся всё более «жёсткими», а реакция 

ЛА - более быстрой. 

Осно вн а я 

уп ра вл я ющая 

Дв ижени е 

Вид 

О сь в ращен ия 

самол ёта 

устойчив ости 

п ове рхность 

Эл ерон 

Рул ь высоты / 

стаби л изатор 

Руль 

Крен 

Та н гаж 


Продоль н ая 

П о п е реч ная 

Вертикальная 

По п еречная 

П родол ьн ая 

Курсовая 

на п ра вления 

Рис. 5-4. Органы у п ра в ления самол ётом, виды его дв иже н ия, о с и 

вращения и в иды устой ч и в ости. 

120

Глава 5. Системы управления полётом 

Элероны 

Элероны управляют креном вокруг продольной оси . 

Элероны устанавливаются на внешнюю заднюю 

кромку каждого крыла и движутся во взаимно противоположных 

направлениях. Со штурвалом или ручкой 

управления они соединяются с помощью тросов , кривошипных 

механизмов, шкивов и /или трубчатых тяг. 

Перемещение штурвала или ручки управления 

вправо заста вляет правый элерон отклониться вверх, 

а левый - вниз. Отклонение правого элерона вверх 

снижает кривизну профиля крыла, приводя к уменьшению 

подъёмной силы , создаваемой правым крылом. 

Одновременное отклонение левого элерона вниз повышает 

кривизну профиля левого крыла, увеличивая создаваемую 

им подъёмную силу. Увеличение подъёмной 

силы слева и ум еньшение справа заставляет самолёт 

накрениться вправо. 

Обратное рыскание 

Увеличивая подъёмную силу, отклонённый вниз элерон 

одновременно повышает и лобовое сопротивление. 

При этом движение крыла слегка замедляется. 

Результатом становится рыскание по направлению к 

крылу, создающему увеличенную подъёмную силу (и 

лобовое сопротивление). С точки зрения пилота, рыскание 

происходит в направлении, противоположном 

крену. Обратное рыскание является результатом перепада 

в величинах лобового сопротивления, испытываемого 

левым и правым крыльями и , как следствие , разницы 

в скоростях их движения (рис. 5-5). 

При движении на малых скоростях обратное рыскание 

усиливается. Э то происходит потому, что на малой 

скорости аэродинамическое давление на управляющую 

поверхность невелико, и для успешного маневрирования 

пилоту приходится прикладывать большее 

управляющее усилие. В результате элероны отклоняются 

на больший угол, увеличивая при этом и обратное 

рыскание. Этот эффект особенно заметен у самолётов 

с большим размахом крыла . 

Для противодействия обратному рысканию используется 

руль направления. Необходимое для этого 

управляющее усилие максимально при малых скоростях, 

высоких углах атаки и большом угле отклонения 

элероно в. Как и у других управляющих поверхностей, 

эффективность вертикального стабилизатора /руля направления 

на малых скоростях падает , что усложняет 

противодействие обратному рысканию . 

Вне зависимости от направления поворота, для его 

выполнения используются (в том или ином сочетании) 

элероны, рул ь высоты и руль направления . Отклонение 

элеронов приводит к крену самолёта, а для противодействия 

возникающему при этом обратному рысканию 

применяется рул ь направления. Помимо этого 

(поскольку при повороте подъёмная сила должна быть 

больше, чем при установившемся прямолинейном полёте), 

необходимо увеличить УА. Это достигается отклонением 

руля высоты вверх. Чем меньше радиус поворота, 

тем сильнее должен отклониться руль высоты. 

После достижения необходимого угла крена элероны 

и руль направления возвращаются в п ервоначаль 

ное нейтральное положение , останавливая рост угла 

крена. Управляющее усилие , приложенное к рулю высоты, 

должно оставаться неизменным, обеспечивая 

сохранение высоты. Выход из крена осуществляется 

аналогично входу, за исключением того , что все управляющие 

усилия прилагаются в 

противоположном направлении. 

Элероны и руль направления отклоняются 

в сторону выхода из крена (или в сторону поднятого 

крыла). Когда угол крена уменьшится, руль высоты во з 

вращается в нейтральное положение, что необходимо 

для сохранения высоты. 

Стремясь снизить последствия обратного рыскания, 

производители создали четыре органа управления: 

дифференциальный элерон, элерон Фрайса, связку 

«элероны -руль высоты» и флаперон. 

Дифференциальные элероны 

Дифференциальным называется элерон, который от 

Рис. 5-5. Обратное рыскание возникает из-за повышения 

лобового сопротивления на внешнем крыле , создающем 

б6льшую подъё мную силу. 

кл оняется вверх на больший угол, чем вни з . Это означает, 

что при любом движении штурвала или ручки 

управления угол поворота элерона, отклоняющегося 

вверх, больше , чем у прот иво положного элерона , 

121


Нейтральное положение 

отклоняющегося вниз. Таким образом , лобовое сопротивление 

на опускающемся крыле возрастает. Это происходит 

потому, что элерон на опущенном крыле отклоняется 

вверх на больший угол, чем отклоняющийся 

вниз элерон на поднятом крыле. 

Дифференциальные элероны позволяют умень 

шить обратное рыскание , но полностью устранить его 

не могут (рис . 5-6). 

Поднят 

Элерон отклонён вверх 

Опущен 

Элерон отклонён вниз 

Рис. 5-6. Дифференциальные элероны. 

Элероны Фрайса 

Рис. 5-7. Элероны Фрайса. 

Элероном Фрайса называется элерон, который при откло 

нении вверх поворачивается на петле, выступающе 

й вперед из кромки крыла. В результате передняя 

кромка элерона оказывае тся на пути воздушного потока 

и создаёт лобовое сопротивление. Это помогает 

уравновесить сопротивление, создаваемое отклонён 

ным вниз элероно м на противоположном крыле, и 

уменьшить обратное рыскание (рис. 5-7). 

Кроме того, при отклонении элерона Фрайса вверх 

между его задней кромкой и крылом возникает зазор, 

позволяющий воздушному потоку свободно обтекать 

элерон. Это делает его более эффективным на высоких 

углах атаки. 

Элероны Фрайса также могут функционировать как 

дифференциальные . Как и последние , элероны Фрайса 

не позволяют полностью устранить обратное рыскание 

. Поэтому при их применении необходимо параллельно 

задействовать руль направления. 

управления , чтобы создать левый крен, соединительн 

ые тросы и пружины тянут вперёд левую педаль руля 

направления, предотвращая рыскание вправо. Свя зь 

между отклонением элерона и руля направления 

можно временно отключить, например, если необходимо 

войти в режим скольжения на крыло (рис. 5-8). 

Флапероны 

Флапероны способны вы полнять функции как элеронов 

, так и закрылков. Помимо управле ния углом 

крена (как обычные элероны), флапероны могут отклоняться 

вниз синхронно, работая как закрылки . 

Пилот сохраняет раздельный контроль над элеронами 

и закрылками. Для преобразования уп равляю 

щих движений пило та в отклонение единого набора 

упра вляющих поверхносте й (флаперонов) используется 

устройство, называемое «м икшер » . Флапероны 

часто креп ятся на некотором расстоянии от кромки 

Связка элеронов и руля направления 

Элероны и руль направления часто объединяются в 

единый орган управления. Свя зь между ними обеспечивается 

с помощью соединительных пружин, которые 

автоматически отклоняют руль высоты одновременно 

с отклонением элеронов , позволяя скомпенсировать 

возникающее при этом лобовое сопротивление. 

Например, когда пилот отклоняет штурвал или ручку 

крыла, что позволяет обеспечить свободное движение 

воздушного потока при высоких углах атаки и/или 

малых скоростях (рис . 5-9). 

Руль высоты 

Руль высоты управляет тангажом ЛА. На небольших 

самолётах руль высоты, также как и элероны, соединён 

со штурвальной колонкой посредством набора 

122


Рис. 5-9. Флапероны на лёг ком самолёте « Скайстар Китфокс МК 7». 

Как упоминалось ранее (при изложении вопроса 

ус тойчивости ЛА) , на эффективность руля высоты в 

у пра влении тангажом влияют мощ ность двигателя, 

положение линии силы тяги и расположение горизонтальных 

поверхностей на хвостовом оперении. 

Например , горизонтальное хвостовое оперение может 

располагаться в нижней части вертикального стабилизатора 

, в середине или в верхней его точке (как в случае 

Т-образного хвостово го оперения). 

Т-образное хвостовое оперение 

С: 

Рис. 5-8. Связка элеронов и руля направления . 

механических связей . При взятии штурвальной колонки 

на себя задняя кромка руля высоты отклоняется 

вверх. Это положение обычно называется «руль 

высоты вверх» (рис. 5-10). 

При Т-обра зной конфигурации хвостового оперения 

руль высоты расположен таким образом, что в нормальных 

полётных условиях он оказывается выше 

траекторий движения воздушного пото ка, обтекающего 

фюзеляж и крылья, и сноса потока с воздушного 

винта. Таким образом, руль высоты находится в невозмущённом 

воздушном потоке , и его действие остаётся 

стабильным в большинстве режимов полёт а. 

Положение «руль высоты вверх» 

снижает кривизну 

аэродинамической плоскости руля высоты и создаёт 

направленную вниз аэродинамическую силу, 

которая 

Нос веерх 

Хвос:r ВИИ3 

больше , чем сила, действующая на хвостовое оперение 

при установ ившемся прямолинейном полёте. В результате 

хвост самолёта опускается, а нос поднимается. 

Точка приложения момента тангажа приблизительно 

совпадает с центром тяжести самолёта (ЦТ). Величина 

момента тангажа зависит от аэродинамического качества 

горизонтального хвост ового оперения и от расстояния 

от него до ЦТ самолёта. Отдача штурвальной 

колонки от себя приводит к обратному эффекту. В этом 

сл учае кривизна руля высоты увеличивается, создавая 

НИСХОДЯЩIIЯ 

аэродиН811ИЧSС1


Т-образную конструкцию хвостового оперения 

имеют многие самолёты , как большие , так и малые . 

Особенно часто она встречается в случаях, когда двигатели 

расположены в хвостовой части фюзеляжа. Это 

объясняется тем, что Т-образная конфигурация исключает 

воздействие на хвостовое оперение вы хлопных 

газов двигателей. Т-обра з но е хвостовое оперение 

обычно характерно для гидросамолётов и амфибий, 

поскольку это обеспечивает максимал ьное расстояние 

от горизонтальных хвостовых плоскостей до поверхно 

сти воды . Дополнительным плюсом является снижение 

ви брации и шум а вн утри самолёта . 

На малых скоростях (для обеспечения определённого 

угла кабрирования) руль высоты на самолёта х с 

Т-образным оперением должен отклоняться на больший 

угол, чем на самолётах обычной конструкции. Это 

связано с тем , что при обычном х востовом оперени и 

снос потока с во здушного винта оказывает давление на 

хвостовые плоскости и помог а ет поднять нос самолё т а. 

Поскольку органы управления самолётом настроены 

таким образом, что для большего отклон е ни я управляющей 

плоскости необходимо большее управляющее 

усилие , то для достижения определённого угла кабрирования 

самолёта с Т-образным оперением нужно приложить 

большую силу, чем в случ ае самолёта обычной 

схемы . Продольная устойчивость сбалансированного 

самолёта одинакова для обеих конфигураций х вост о 

вого оперения , но лётчик, пилотирующий самолёт с 

Т- образным оперением, должен з нать, что при движении 

на малых скоростях во время взлёта, посадки или 

сваливания необходимо прикладывать большие управ 

ляющие усилия , чем на с а молёте обычной схемы . 

Самолёты с Т-образным оперением также нуждаются 

в конструктивных решениях, помогающих бороться с 

флаттером . Поскольку вес горизонтального хвостового 

оперения давит на верхушку вертикального стабилизатора 

, плечо момента создаёт на вертикальный стабилизатор 

значительную нагрузку, приводящую к флат 

теру. Для противодействия этому эффекту необходимо 

увеличивать жёсткость вертикального стабилизатора, 

что неизбежно увеличивает вес конструкции по срав 

нению с самолётами с обычным хвостовым оперением. 

При полёте с очень высоким УА, на малой скорости и 

с ЦТ, сдвинутым на з ад, самолёты с Т-образным опере 

нием могут быть подвержены гл убокому сваливанию. 

В режиме глубокого сваливания воздушный поток 

над горизонтальным хвостовым оперением заглушается 

возмущённым потоком с крыльев и фюзеляжа . В 

таких обстоятельствах управляемость руля высоты и 

стабилизатора может понизиться, что затруднит вы 

ход и з сваливания. Следует заметить , что в подобных 

случаях существенным фактором является также по 

ложение ЦТ, поскольку такие пробле мы возникают и 

Рис. 5-11 . Самолёт с Т-образн ы м х востовым о п ерением во время 

п олёта с высоким УА и сме щён н ым назад ЦТ. 

при пилотировании самолётов с обычным хвостовым 

оп ерением , если их ЦТ смещён назад (рис. 5-11). 

Поскольку полет с высоким УА на низкой скорости и 

со смещённым назад ЦТ может представлять опасность, 

многие самолёты комплектуются системами , реагирующими 

на такой р ежим полёта. Диапазон подобных систем 

очень широк - от ограничителей упра вления до 

пружинного компенсатора руля высоты . 

Пружинный компенсатор руля высоты помогает 

опустить нос самолёта , предотвращая сваливание, 

вызв анное смещением назад ЦТ . Сваливание происходит 

, когда руль высоты правильно сбалансированного 

самолёта находится в положении опущенной задней 

кромки , заставляя хвост подниматься, а нос - опускаться. 

Если, будучи в этом неустойчивом положе 

нии , самолёт попадает в область турбулентности и 

ещё более замедляется, триммер теряет возможность 

удерживать руль высоты в положении с опущенным 

носом. Руль высоты выравнивается п о потоку, и нос 

самолёта резко поднимается, приводя к сваливанию . 

Пружинный компенсатор создаёт механическую нагрузку 

на руль высоты , заставляя его вернуться в поло 

жение с опущенным носом . 

Триммер руля высоты уравновешивает действие п ружинного 

компенсатора , обеспечивая балансировку 

руля высоты. Когда триммер перестаёт вы п олнять эту 

функцию, пружинный компенсатор возвращает руль 

высоты в положение с опущенным носом . Нос самолёта 

опускается, а скорость возрастает, предотвращая сваливание 

(рис . 5-12). 

Руль высоты должен быть в состоянии удержать нос 

самолёта во время предпосадочного разворота . В этом 

слу чае проблему может вызвать смещённый впе р ёд 

ЦТ . Во время предпосадочного выравнивания мощность 

двигателя обычно снижается , что уменьшает 

124


Антикомпенсатор 

Точки вращения 

Кривошип 

Противовес 

Рис. 5-12. Когда (вследствие смещения ЦТ назад) горизонтальное 

оперение теряет свою аэродинамическую эффективность, 

пружинный компенсатор обеспечивает механическую нагрузку 

на руль высоты и помогает опустить нос самолёта. 

Рис. 5-13. Стабилизатор- одно компонентная горизонтальная 

хвостовая плоскость, которая поворачивается вверх и вниз вокруг 

центрального шарнира . 

интенсивност ь воздушного потока, обтекающего хво 

стовое оперение. Этот фактор, совместно с уме ньшением 

скорости пер ед посадкой, приводит к снижению 

эффективности руля высоты. 

Как следует из вышеизложенного, пилоты должны 

хорошо понимать и неукоснительно соблюдать методику 

правильной загрузки самолёта, особенно в свя зи с 

положением ЦТ . Дополнительная информация о методиках 

загрузки самолёт а, а также о весе и равновесии, 

содержится в главе 9, «Вес и центровка ». 

Стабилизатор 

Как было сказано в главе 2, «Устройс тво летательного 

аппарата», стабилизатор предст авляет собой однокомпонентную 

стабилизирующую аэродина мическую поверхность, 

которая поворачивается вокруг централь 

ного шарнира. Когда пилот берёт штурвальную колонку 

«на себя», задняя кромка стабилизатора приподнима 

встраиваться в хвостовое оперение или переднюю 

часть законц овки стабилизатора (рис. 5-13). 

Аэродинамическая схема «утка» 

В конструкции типа «утка» используются две подъёмные 

поверхнос ти , причём передняя функционирует 

как горизонтальный стабилизатор, расположенный перед 

основным крылом. Фактически, переднее горизонтальное 

оперение (ПГО) является аэродинамической 

поверхностью , аналогичной горизонтальному хв остовому 

оперению самолётов обычной схемы. Разница 

заключается в то м, что ПГО создаёт подъёмную силу 

и поддерживает нос в поднятом положении, в то время 

как в самолётах обычной схемы на хвостовое оперение 

действует нисходящая сила , препятствующая опусканию 

носа (рис. 5-14). 

ется, поднимая нос самолёта. Отдача штурвальной ко 

лонки «от себя» опус кает заднюю кромку стабилизатора 

, в р езультате чего нос самолёта опускается. 

Поскольку стабилизаторы поворачиваются вокруг 

центрального шарнир а, они чрезвычайно чувствительны 

к управляющи м усилиям и аэродинамическим 

нагрузкам. Для снижения этой чувстви тельности 

в заднюю кромку стабилизаторов встраиваются 

антикомпенсаторы, которые отклоняются в том же 

направлении, что и стабилизатор. Поэтому для отклонения 

стабилизатора требуется большая сила, что 

делает его менее чувствительным к случайным движениям 

пилота. Поми мо этого, перед главным лонжероном 

обычно размещается про тивовес . 

Он може т 

Рис. 5-14. Административный самолёт « Бичкрафт Старшип» 

построен по аэродинамической схеме «утка». 

125


Аэродинамическая схема «утка» восходит к раннему 

периоду развития авиации. Впервые она была 

использована на аэроплане « Флайер» братьев Райт. В 

последнее время эта схема снова стала популярной 

и часто используется в конструкции новейших самолётов. 

Схема «утка » бывает двух видов: в первом ПГО 

имеет примерно такой же размер , как горизонтальное 

хвостовое оперение в самолётах обычной схемы, авто 

рой представляет собой комбинацию двух аэродинамических 

поверхностей примерно одного размера, 

расположенных друг за другом (так называемая схема 

«тандем») . Теоретически, схема «утка » считается более 

эффективной, поскольку использование ПГО для создания 

подъёмной силы должно приводить к меньшему 

лобовому сопротивлению при заданной величине 

подъёмной силы. 

Руль направления 

Руль направления управляет движениями самолёта 

вокруг вертикальной оси. Это движение называется 

рысканием. Как и другие основные управляющие плоскости, 

руль направления представляет собой движущуюся 

поверхность, прикреплённую к неподвижной 

поверхности, - в нашем случае, к вертикальному стабилизатору, 

или килю. Руль направления приводится в 

движение правой или левой педалью управления . 

Когда руль направления отклоняется в сторону 

набегающего потока, возникает горизонтальная 

сила, действующая в противоположном направлении 

(рис. 5-15). При нажатии левой педали руль 

направления отклоняется влево. 

Это меняет воздушный 

поток вокруг вертикального стабилизатора/руля 

высоты и создаёт боковую подъёмную силу, которая 

толкает хвост вправо, в результате чего нос самолёта 

смещается влево . С увеличением скорости эффектив 

ность руля направления возрастает; 

поэтому для достижения 

необходимого эффекта угол отклонения 

руля при низкой скорости должен быть гораздо выше, 

чем при высокой. Спутная струя , возникающая позади 

воздушного винта в винтовых самолётах, повышает эффективность 

руля направления. 

V-образное хвостовое оперение 

У-образная конструкция хвостового оперения представляет 

собой две наклонных поверхности, 

которые 

выполняют те же функции, что рули высоты и направления 

в самолётах обычной схемы . 

Неподвижные поверхности 

действуют одновременно как горизонтальные 

и вертикальные стабилизаторы (рис. 5-16). 


Рис. 5-16. Лёгкий самолёт "Бичкрафт Бонанза V35". 

Подвижные поверхности, которые обычно называю 

т «руддерваторами», соединены специальными 

тягами, которые позволяют управлять обеими поверхностями 

одновременно (через поворот штурвала 

управления). С другой стороны, нажатие педали руля 

направления поворачивает хвостовые поверхности 

дифференциально, что приводит к изменению на 

Лево руля 

Рис. 5-15. Результат воздействия на руль направления 

аэродинамической силы, направленной слева направо. 

правления движения. 

Когда пилот работает одновременно штурвалом и 

педалями, регулировочный механизм поворачивает 

каждую поверхность на необходимый угол. Система 

управления У-образным хвостовым оперением значительно 

сложнее, чем в самолётах обычной схемы. 

Кроме того, У-образная конструкция более подвержена 

эффекту «голландского шага», а лобовое сопротивление 

снижается незначительно по сравнению с 

самолётами обычной схемы. 

126


Основное сечение крыла 

Щелевой закрылок 

Плоский закрылок 

Закрылок Фаулера 

Разрезной закрылок 

Щелевой закрылок Фаулера 

Рис. 5-17. Пять основных видов закрылков. 

Вспомогательная система управления полётом 

Вспомогательная система управления полётом может 

состоять из закрылков, управляющих плоскостей 

передней кромки крыла, интерцепторов и органов 

балансировки. 

Закрылки 

Закрылки являются наиболее часто встречающимся 

компонентом механизации крыла самолёта. Эти поверхности 

устанавливаются на задней кромке крыла 

и при любом заданном УА увеличивают одновременно 

подъёмную силу и индуктивное сопротивление. 

Закрылки обеспечивают компромисс между высокой 

крейсерской и низкой посадочной скоростями, поскольку 

при необходимости они могут быть выдвинуты, 

а в остальное время остаются убранными внутрь 

структуры крыла. Существует четыре основных разновидности 

закрылков: плоский (бесщелевой), разрезной, 

щелевой и выдвижной (закрылок Фаулера) (рис. 5-17). 

Плоский закрылок - наиболее простой из вышеперечисленных 

видов закрылков. Он повышает кривизну 

крыла, что при одном и том же УА приводит к значительному 

увеличению коэффициента подъёмной силы 

(С). Одновременно существенно увеличивается лобовое 

сопротивление, а центр давления (ЦД) перемещается 

в заднюю часть крыла, вызывая направленный 

вниз момент тангажа. 

Разрезной закрылок отклоняется от нижней поверхности 

крыла и создаёт несколько больший прирост 

подъёмной силы, нежели плоский. Под крылом возникает 

дополнительная зона турбулентности, что повышает 

лобовое сопротивление. Будучи полностью выдвинутыми, 

и плоские, и разрезные закрылки создают 

существенное лобовое сопротивление при незначительном 

увеличении подъёмной силы. 

В настоящее время наиболее распространённый 

вид закрылков - щелевые. В различных вариантах 

они устанавливаются как на лёгкие, так и на крупные 

самолёты. Щелевые закрылки позволяют увеличить 

коэффициент подъёмной силы в гораздо большей степени, 

чем плоские или разрезные. На лёгких самолётах 

шарнир закрылка располагается под его нижней 

поверхностью, и при опускании закрылка между его 

передней кромкой и крылом возникает зазор, в который 

устремляется высокоэнергетический поток воздуха 

с нижней поверхности закрылка. Он ускоряет 

движение граничного потока на верхней поверхности 

закрылка и замедляет отрыв потока, обеспечивая тем 

самым более высокий коэффициент С У 

. Таким образом, 

щелевой закрылок обеспечивает существенно больший 

прирост максимального коэффициента подъёмной 

силы (C Y ma ) ' нежели плоский или разрезной. Хотя существует 

множество разновидностей щелевых закрылков, 

на крупные самолёты чаще всего устанавливаются 

двух- и даже трёхщелевые закрылки. Они позволяют 

максимально увеличить лобовое сопротивление, 

127


Жёсткая щель 

Предкрылок 

Подвижный закрылок 

Носовой щиток 

-·-·- 

I 

Рис. 5-18. Механизация передней кромки кры ла. 

предотвращая при этом отрыв потока с поверхности 

закрылка и, как следствие , сохраняя всю создаваемую 

зона высокого давления, 

образующаяся около передней 

кромки крыла. По мере увеличения УА область 

ими подъёмную сил у. 

высокого давления перемещается назад , 

под нижнюю 

Закрылки Фаулера являются разновидностью щеле 

вых закрылков. Закрылки этого типа не только меняет 

кривизну крыла, но и увеличивают его площадь. В отличие 

от других видов закрылков, они не поворачиваются 

на шарнире, а сколь зят назад по направляющи м. 

В начале их выдвижения лобовое сопротивление поч ти 

не увеличивается, а подъёмная сила значительно возрастает, 

поскольку растёт как кривизна, так и площадь 

поверхности крыла. В ходе дальнейшего выдвижения 

закрылок отклоняется вниз. В конечной фазе выдвижения 

закрылок увеличивает лобовое сопротивление, 

почти не меняя подъёмной силы. 

Элементы механизации передней кромки крыла 

На передней кромке крыла также могут располагаться 

органы управления полётом. Наиболее распространены 

жёсткие щели, подвижные закрылки , предкрылки 

и носовые щитки (рис. 5-18). 

Жёсткие щели направляют воздушный поток на 

верхнюю поверхность крыла и замедляют отрыв потока 

на высоких углах атаки. Щель не увеличивает кривизну 

крыла, но повышает предел С У , поскольку угол 

сваливания возрастает. 

Выдвижные предкрылки состоят из сегментов, 

скользящих по направляющим. При низких углах 

атаки предкрылок образует единую линию с профилем 

крыла , поскольку на него оказывает воздействие 

поверхность крыла , и предкрылок выдвигается в пер ёд . 

Существуют также управляемые предкрылки, которые 

могут быть выдвинуты при любом УА. При полностью 

выдвинутых предкрылках во зд ух получает возможность 

перетекат ь с нижней поверхности крыла на верхнюю 

, что замедляет отрыв потока. 

В целом, назначение предкрылков , как и закрылков, 

заключается в увеличении C Ymax и кривизны крыла. 

Они часто используются совместно с закрылками и 

могут снизить нисходящий момент т ангажа, который 

со здают последние. Как и в случае закрылков, при 

небольшом выдвижении предкрылки увеличивают 

подъёмную силу гораздо сильнее, чем лобовое сопротивление. 

При дальнейшем выдвижении лобовое сопротивление 

растёт быстрее , чем подъёмная сила. 

Назначение щитков передней кромки, как и у предкрылков 

и закрылков, заключается в увеличении C Ymax 

и кривизны крыла. Но , в отличие от предкрылков и 

закрылков, щитки передней кромки являются неподвижными 

элементами крыла. В большинстве случаев 

щитки выступают из передней кромки крыла вперед 

и вниз . Это улучшает сцепление воздушного потока с 

верхней поверхностью крыла на высоких углах атаки, 

снижая скорость сваливания. Неподвижная конструкция 

щитков передней кромки снижает максимальную 

крейсерскую скорость, но последние достижения в 

авиаинженерной технологии позволяют уменьшить 

этот э ффе кт. 

128


Интерцепторы 

Интерцепторы (спойлеры) представляют собой поверхности 

с высоким лобовым сопротивлением. Выдвигаясь 

из профиля крыла, они разрушают гладкий 

воздушный поток вокруг крыла, снижают подъёмную 

силу и увеличивают лобовое сопротивление. 

Конструк ция большинства планеров и многих самолётов 

предполагает наличие интерцепторов. На планерах 

интерцепторы используются для управления 

снижением перед посадкой. Н а других ЛА ин т ерцепторы 

часто используются для управления креном, с 

тем преимуществом, что их использование исключает 

обратное рыскание. Например, при правом повороте 

интерцептор правого крыла подни мае тся , уме ньшая 

подъёмную силу и увеличивая лобовое сопротивление 

с правой стороны фюзеляжа. Правое крыло опускается , 

и самолет накреняется с одновременным поворотом 

направо. Одновременное выдвижение обоих интерцепторов 

позволяет начать снижение без набора скорости. 

Интерцепторы также используются для снижения послепосадочного 

пробега. Снижая подъёмную с илу, 

они переносят нагрузку на шасси, повышая эффективность 

тормозов (рис. 5-19). 

Сконструи рованные с целью минимизировать нагрузку 

на пи ло та, системы балансировки облегчают 

движение и по зиционирование управляющих поверхностей, 

к которым они прикреплены. К наиболее часто 

встречающимся системам балансировки относятся 

триммеры, сервокомпенсаторы, антикомпенсаторы, 

регулируемые на земле триммеры и регулируемый 

стабилизатор. 

Триммеры 

На лёгких самолётах чаще всего устанавливается единственный 

триммер, прикреплённый к задней кромке 

руля высоты. В большинстве сл у чаев триммер управляется 

вручную, с помощью небольшого вертикального 

маховичка. На некоторых самолётах вместо маховика 

используется ручка управления триммером. Приборы 

кабины пилота включают в себя указатель положения 

триммера. Для того, чтобы опустить нос самолёта вниз, 

триммер должен быть поднят вверх. Когда триммер 

поднят вверх и в направлении воздушного потока, воздушная 

струя над горизонтальными плоскостями хвостового 

оперения стремится опустить заднюю кромку 

руля высоты. Это заставляет хвост самолёта подниматься, 

а нос- опускаться (рис. 5-20). 

Балансировка пикирующего момента 

Рис. 5-19. Интерцепторы уменьшают подъёмную силу 

и увеличивают лобовое сопротивление при снижении и посадке. 

Рут.высоты 

Системы балансировки 

Триммер 

Хотя самолёт может эксплуатироваться в широком 

диапазоне режимов, скоростей и уровней мощности, 

полёт в автоматическом режиме возможен только при 

крайне ограниченном наборе этих переменных . Для 

освобождения п илота от необходимости сохранять 

Триммер вниз - руль высаты ваерх 

постоянное давление на органы управления используются 

системы балансировки, которые обычно состоят 

из приборов кабины пилота и небольших поворотных 

устройств, установленных на задней кромке одной или 

нескольких основных управляющих поверхностей. 

Балансировка кабрирующего момента 

Рис. 5-20. Руль высоты и его триммер всегда движутся 

в противоположных направлениях. 

129


Если нос самолета необходимо поднять , триммер 

должен быть опущен. В этом случае воздух, обтекающий 

горизонтальное хвостовое оперение снизу, 

сталкивается 

с триммером и толкает заднюю кромку руля 

высоты вверх, снижая его УА. Это заставляет хвост самолёта 

опуститься, а нос - подняться. 

Несмотря на то , что триммер и руль высоты всегда 

движутся в противоположных направлениях, управление 

триммером естественно для пилота . 

Если ем у 

необходимо удерживать штурвальную колонк у в положении 

«на себя », указатель положения триммера 

показывает, что триммер необходимо привести в положение 

«нос вверх» . Согласно нормальной процедуре, 

необходимо продолжать балансировку до тех пор, пока 

самолёт не будет уравновешен и перетяжеление на нос 

не прекратится . Обычно пилот первоначально определяет 

необходимую мощность , 

и компоновку самолёта, 

положение по тангажу 

а затем балансирует его так, 

чтобы отсутствовали управляющие нагрузки, которые 

могут возникать в таких полётных условиях. Если мощность, 

положение по тангажу или компоновка меняется, 

необходимо провести новую балансировку, чтобы 

ликвидировать возникшие управляющие нагрузки. 

снижая управляющее давление и сохраняя стабилизатор 

в желаемой позиции. Тяга крепится к нижней поверхности 

антикомпенсатора, в то время как другой её 

конец закрепляется на верхней стороне неподвижного 

горизонтального оперения. Когда задняя кромка стабилизатора 

движется вверх, тяга поднимает и заднюю 

кромку антикомпенсатора . Когда стабилизатор опускается, 

опускается и антикомпенсатор. И напротив, 

триммеры на рул е высоты движутся в направлении , 

противоположном движению управляющей поверхности 

(рис. 5-21). 

Сrабипизатор 

Ось вращения 

Сервокомпенсаторы 

В некоторых самолётах управляющие силы могут 

достигать значительной величины. Чтобы снизить 

их, производители используют сервокомпенсаторы. 

Рис. 5-21. Антикомпенсатор придаёт управляющей поверхности 

более обтекаемую форму, делая стабилизатор менее 

чувствительным к действиям пилота. 

Регулируемые на земле триммеры 

Многие лёгкие самолёты имеют на руле направления 

неподвижный металлический триммер . На земле его 

изгибают в ту или иную сторону, чтобы сбалансировать 

руль направления. Правильное положение достигается 

методом проб и ошибок. Обычно возникает необходимость 

в небольшой дополнительной корректировке, 

прежде чем самолет в крейсерском режиме перестанет 

скользить на правое или левое крыло (рис. 5-22). 

Внешне они выглядят как триммеры и подвешены на 

шарнирах примерно в тех же местах, что и последние. 

Принципиальная разница между теми и другими в следующем: 

сервокомпенсатор соединён с тягой управляющей 

поверхности, так что, когда основная у правляющая 

поверхность движется в одном направлении, 

сервокомпенсатор автоматически начинает двигаться 

в противоположном. Ударяя в сервокомпенсатор, воздушный 

поток частично уравновешивает давление, 

действующее на основную управляющую поверх ность, 

и облегчает пилоту процесс управления ею. 

Если проводка между сервокомпенсатором и неподвижной 

плоскостью управления регулируется из 

кабины, он одновременно может выполнять функцию 

триммера . 

Антикомпенсаторы 

Антикомпенсаторы работают таким же образом, что и 

сервокомпенсаторы, с единственным различием: они 

движутся не в противополож ном, а в том же напр а в 

лении, что и задняя кромка стабилизатора . Помимо 

снижения чувствительности стабилизатора , антикомпенсатор 

также выполняет функцию триммера, 

Регулируемый стабилизатор 

Вместо движущегося триммера, устанавливаемого на 

заднюю кромку стабилизатора, некоторые самолёты 

имеют регулируемый стабилизатор . В такой конструкции 

тяги поворачивают горизонтальный стабилизатор 

вокруг его заднего лонжерона . Это достигается использованием 

винтового домкрата , устанавливаемого на 

переднюю кромку стабилизатора (рис. 5-23). 

130


В простейши х автопилотах используются гироскопические 

указатели пространственного положения и 

Рис. 5-22. Регулируемый на земле триммер устанавливается 

на руль направления многих лёгких самолётов с целью добиться 

нулевого угла между осью рыскания и набегающим потоком . 

магнитные компасы, которые контролируют сервомеханизмы 

системы полётного контроля (рис. 5-24). 

Количество и расположение этих сервомеханизмов зависит 

от сложности системы. Например, одноосевой 

автопилот контроли рует положение ЛА относительно 

продольной оси, а его сервомеханизм приводит в действие 

элероны. Трё хосевой автопилот контролирует 

положение ЛА относительно продольной, поперечной 

и вертикальной осей. Три отдельных сервомеханизма 

приводят в действие элероны , руль высоты и руль направления. 

Более сложные системы часто обеспечивают 

режим удержания вертикальной скорости и/или 

приборной скорости ЛА. 

ПИКИJ)О118НИ8 

Кабрмроеание 

Регулируемый стабилизатор 

Рис. 5-23. В конструкции некоторых самолётов , включая 

большинство реактивных транспортных самолётов, для обеспечения 

балансировки сил по тангажу используется регулируемый 

стабилизатор. 

На лёгких самолётах винтовой домкрат имеет тросовый 

привод, управляемый маховиком или ручкой. На 

больших самолётах он обеспечивается сервоприводом. 

Эффект балансировки и индикация положения для регулируемого 

стабилизатор а те же, что для триммера. 

Автопилот 

Рис. 5-24. Простейший автопилот, интегрированный в систему 

управления полётом . 

Современные системы автопилотирования способны 

использовать пилотажно-навигационную информацию 

(получаемую от груп пы собственных датчиков, 

самолётных систем, наземных радионавигационных 

средств) или даже выполнять команды бортового оборудования 

соседнего самолёта. Автопилоты обычно 

комплектуются системой аварийного отключения , 

позволяющей выключить устройство автоматически 

или вручную. 

Сегодня автопилот является неотъемлемой частью 

системы управления полётом. 

Автопилот - это автоматическая система управления 

полётом, которая сохраняет положение ЛА в горизонтальном 

полёте или на заданном курсе. Она может 

контролироваться пило том либо ориентироваться по 

радионавигационном у сигналу. Автопилот снижает 

физическую и интеллектуальную нагрузку на пилота 

и повышает безопасность полёта. Функциями автопилота 

обычно являет стабилизация ориентации и направления 

полет а ЛА. 

131

•i,MФII 

Авиационные системы 

В настоящей главе рассматриваются основные системы, 

присутствующие на большинстве ЛА . К ним относятся 

двигатель, воздушный винт, система забора воздуха , а 

также топливная, масляная, система охлаждения , электросистема, 

шасси и система снижения токсичности выхлопных 

газов. 

прои зводители начали использовать воспламенение 

от сжатия. К преимуществам двигателей этого типа 

относится и тот факт, что в них используется распространённое 

и экономичное топливо - дизельное или 

авиационный керосин . 

Конструктивно двигатели с искровым зажиганием 

и с воспламенением от сжатия отличаются незначи 

Силовая установка 

Двигатель ЛА (силовая установка) создаёт тягу, необходимую 

для движения ЛА. Поршневым и турбовинтовым 

двигателям для создания тяги необходим воздушный 

винт. В турбореактивных и турбове нтиляторных 

двигателях тяга создаётся за счёт увеличения скорости 

воздуха , проходящего через двигатель. Помимо создания 

тяги , все вышеупомянутые двигатели обеспечивают 

энергией ра зличн ые системы, поддерживающие 

функционирование ЛА. 

тельно. В обоих типах присутствуют камеры сгорания 

и поршни , которые перемещается внутри цилиндров, 

превращая возвратно - поступательное движение во 

вращение коленчатого вала . Главное отличие между 

этими типами двигателей состоит в процессе воспламенения 

топлива . В двигателях с искровым зажиганием 

используется система зажигания, воспламеняющая 

воздушно-топливную смесь. 

Воздушно-топливная смесь характеризуе тся соотно 

шением количества содержащихся в нём топлива и воздуха. 

Идеальное (обеспечивающее полное сгорание) 

соотношение называется стехиометрическим. 

Поршневые двигатели 

Поршневые двигатели устанавливаются на большин 

ство лёгких ЛА. Поршневой двигатель - двигатель 

внутренне го сгорания, в котором тепловая энергия 

расширяющихся газов, образовавшаяся в результате 

сгорания топлива в замкнутом объёме, преобразуется 

в механическую работу возвратно-поступательного 

движения поршня . 

Бурное развитие индустрии авиации общего назна 

чения и достижения инженерно-технической мысли 

способствовали тому, что за последни е два десятилетия 

поршневая технология значительно усовершенствовалась. 

Внедрение компьютеризированных систем 

управления двигателями позволило снизить потребление 

топлива, сократить выбросы и снизить нагрузку на 

пилота. 

Поршневые двигатели построены на общем принципе 

преобразования химической энергии (энергии топлива) 

в механическую. Это преобразование происходит 

внутри цилиндров двигателя в процессе сгорания 

топлива. Конструктивно поршневые двигатели делятся 

на двигатели с искровым зажиганием и с воспламенением 

от сжатия. В течение нескольких десятилетий 

порш невые двигатели с искровым зажиганием были 

самыми распространёнными в авиации. Стремясь снизить 

эксплуатационные расходы , упростить конструкцию 

и повысить надёжность двигателей, некоторые 

В двигателе с воспламенением от сжатия сначала в 

цилиндре сжимается воздух (из-за чего его температура 

повышается до уровня самовоспламенения), а затем 

туда впрыскивается топливо. 

Поршневые двигатели обоих типов, в свою очередь, 

подразделяются: 

1) по расположению цилиндра относительно коленчатого 

вала - на радиальные, рядные, У-образные 

и оппозитные; 

2) по рабочему циклу- на двух - и четырёхтактные; 

З) по методу охлаждения - на жидкост ные и воз 

душные. 

Ради альные (или звездообразные) двигатели широко 

использовались во время Второй ми ровой войны и рас 

пространены до сих пор. В этих двигателях цилиндры 

расположены радиальными лучами вокруг коленчатого 

вала. Главными преимуществами радиального 

двигателя является его компактность и хорошее соотношение 

мощности двигателя и его массы (рис . 6-1). 

Рядные двигатели имеют сравнительно небольшой 

периметр фронтальной поверхности, но отношение 

мо щности к массе у них относительно низкое. Кроме 

того, при воздушном охлаждении холодный воздух 

почти не дости гает тыльных цилиндров рядного двигателя, 

поэтому такие двигатели ограничены четырьмя 

или шестью цилиндрами. У- образные двигатели обе 

спечивают большую мощность , чем рядные, при этом 

их фронтальная пов ерхность остаётся небольшой. 

133


двухтактном цикле. Всасывание , сжатие, рабочий 

ход и выхлоп совершаются за дв а хода поршня, а не за 

четыре (как в более распространённых четырёхтактных 

двигателях) . Поскольку в двухтактном двигателе 

поршень совершает рабочий ход при каждом обороте 

коленчатого вала , такие двигатели обычно имеют лучшее 

соотношение мощности к массе, чем аналогичные 

по параметрам четырёхтактные. В силу недостаточной 

эффективности и высокой токсичности выхлопа 

у двигателей ранних моделей , до последнего времени 

применение двухтактных двигателей в авиации было 

ограниченным. 

Рис. 6-1. Радиальный двигатель. 

Совершенствование технологии внутреннего сгорания 

привело к созданию горизонтального оппозитного 

двигателя, который остаётся самым распространённым 

в малой авиации . Эти двигатели всегда имеют 

чётное число цилиндров, поскольку каждый цилиндр 

с одной стороны коленчатого вала противостоит (« оппонирует») 

цилиндру на другой стороне (рис . 6-2). В 

большинстве случаев такие двигатели имеют воздушное 

охлаждение и на самолётах с неподвижным 

крылом обычно устанавливаются в горизонтальном 

положении. Оппозитные двигатели имеют высокое 

С развитием технологии многие из негативных 

факторов , исторически связываемых с двухтактными 

двигателями, удалось устранить. 

Использование прямого 

впрыска топлива и сжатого воздуха, характерное 

для современных двигателей внутреннего сгорания , 

делает двухтактные компрессионные двигатели реальной 

альтернативой более распространённым четырёхтактным 

двигателям с искровым зажиганием (рис. 6-3). 

Нагнетаемый воздух 

Инжектор 

отношение мощности к массе , поскольку их коленчатый 

вал имеет относительно малые размеры и вес. 

Кроме того , компактное расположение цилиндров 

уменьшает фронтальную поверхность двигателя и 

обеспечивает ему обтекаемую форму, минимизируя 

лобовое сопротивление. 

1. Всасывание/компрессия 

и выхлоп 

2. Рабочий ход 

Рис. 6-3. Двухтактный двигатель с воспламенением от сжатия. 

Оппозитные цилиндры 

Рис. 6-2. Горизонтальный оппозитный двигатель. 

Различные производители выпускают оппозитные 

двигатели как с искровым зажиганием, так и с воспламенением 

от сжатия , которые мог ут быть дву х 

или четырёхтактными . 

В двухтактных двигателях преобразование химической 

энергии в механическую происходит в 

Четырёхтактные двигатели с искровым зажиганием 

сегодня остаются наиболее часто используемыми 

в авиации общего назначения (рис . 6-4). Главными 

компонентами поршневых двигателей с искровым 

зажиганием являются цилиндры, коленчатый и распределительный 

валы (с соответствующими компонентами). 

Клапаны впуска/выхлопа, свечи зажигания 

и поршни располагаются в цилиндрах. Коленчатый 

вал и соединительные тяги размещаются в картере. 

Магнето обычно располагаются во вспомогательном 

кожухе двигателя. 

В четырёхтактном двигателе преобразование химической 

энергии в механическую совершается в цикле 

из четырёх этапов . Каждому из процессов всасывания , 

сжатия , рабочего хода и выхлопа соответствует один 

ход поршня. 

134

Глава 6. Авиационные системы 

двигателе рабочие ходы каждого цилиндра равномерно 

чередуются. За счёт этого двигатель уравно 

вешивается , поскольку все поршни од новременно 

приходят в крайние положения (два вверх и два вниз). 

Постоянное вращение кол енчатого вала сохраняется за 

счёт точного распределения по времени рабочих ходов 

всех цилиндров. Длительная работа двигателя возможна 

только при надлежащем функционировании 

вспомогательных систем, таких как системы забора 

воздуха, зажигания, топливная, масляная, системы 

охлаждения и выхлопная . 

Впускной 

кпапан 

У истоков последних достижений в области инженерии 

авиационных поршневых двигателей стоял немецкий 

инженер и предприниматель Франк Тилерт. В 60-х 

г одах прошлого века он задался целью создать авиад 

• 

вигатель, который , подобно автомобильному, р аб отал 

бы на дизельном топлив е. Преимущества дизельного 

поршневого двигателя вытекают из того факта, что 

дизельное топливо и керосин сходны по физическим 

свойствам. ЛА , оснащённый дизельным двигателем, 

может быть за пр авлен стандартным авиационным керосином 

, что обеспечивает большую независимость, 

повышает надёжность, снижает расход топлива и эксплуатационные 

расходы. 

Впускной клапан 

Выхлопной клапан 

Коленчатый вал 

Рис. 6-4. Основные компоненты четырёхтактного двигателя 

с искровым зажиганием. 

1. Такт всасывания начинается с того, что поршень 

движется вниз. Когда это происходит, впускной 

клапан открывается , и воздушно-топливная смесь 

поступ ае т в цилиндр. 

2. Такт сжатия начинается, когда впускной клапан 

закрывается , и поршень движется вверх . В этой 

фа зе цикла воздушно-топливная смесь сжимается 

Коленчатый вал 

Шатун 

1. В сас ыван ие 2. Сжатие 

в объё ме с целью получения м аксимального выхода 

энергии. 

3. Такт рабочего хода начинается с воспламене нием 

воздушно -топливной смеси. 

При сгорании смеси 

высвобождается энергия, давление в цилиндре существенно 

возрастает, и поршень движется вниз, 

поворачивая при этом коленчатый вал . 

4. Такт выхлопа используется для освобождения цилинд 

ра от газообразных продуктов сгорания. 

Он 

начинается , когда открывается выпускной клапан, 

и поршень снова движе тся вверх. 

Даже когда двигатель работает на малых оборотах, 

э тот четырёхтактный цикл происход ит несколько 

сот раз в минуту (рис . 6-5). В четырёхцилиндровом 

3. Рабо чи й ход 4. Выхлоп 

Рис. 6-5. Стрелки указывают направление движения коленчатого 

вала и поршня во время четырёхтактного цикла. 

135


В 1999 годуТилерт создал компанию «Тилерт Эркрафт 

Энжинс » (ТАЕ), которая должна была разработать , 

спроектировать , сертифицировать и начать производство 

новейшего двигателя внутреннего сгорания, работающего 

на авиационном керосине и предназначенного 

для применения в авиации общего назначения. К 

марту 2001 года был создан прототип, ставший первым 

сертифицированным дизельным авиадвигателем со 

времен Второй мировой войны. В настоящее время ТАЕ 

продолжает проектировать и выпускать дизельные 

двигатели. Другие производители , как, например , компания 

SMA (Франция), также производят поршневые 

двигатели на авиационном керосине. Двигатели компании 

ТАЕ устанавливаются на такие лёгкие самолёты, 

как одномоторный «Даймонд DA40» и двухмоторный 

«Даймонд DA42». Это первые дизельные авиадвигатели, 

которые были сертифицированы как компонент 

летательного аппарата. 

Помимо этого, компания ТАЕ получила право 

устанавливать свои двигатели на некоторые модели 

самолётов семейств « Цессна-172» и «Пайпер РА-28 » . 

Рис. 6-6. Изменение конфигурации лопасти воздушного винта 

от втул ки к законцовке. 

Законцовка лопасти движется быстрее , чем область 

возле в тулки, поскольку за одно и то же время первая 

проходит большее расстояние, чем вторая (рис. 6-7). 

Изменяя угол набегания (шаг) от законцовки к 

втулке в соответствии со скоростью каждой точки 

лопасти, можно достичь одинаковой подъёмной 

силы по всей её длине. 

Поршневые двигатели на авиационном керосине продолжают 

совершенствоваться. На ЛА, комплектующиеся 

такими двигателями, обычно устанавливается 

электронно -цифровая система управления двигателем 

(FADEC, подробнее будет обсуждаться ниже), которая 

упрощает процесс управления двигателем и минимизирует 

расход топлива. К 2007 году совокупный налёт 

различных ЛА с поршневыми двигателями на авиационном 

керосине превысил 600 тыс. самолёто-часов. 

Воздушный винт 

Воздушный винт представляет собой вращающуюся 

аэродинамическую поверхность, поэтому он подчиняется 

принципам индуктивного сопротивления , 

сваливания 

и другим законам аэродинамики, применимым 

к любому крылу. Воздушный винт создаёт тягу достаточной 

силы, чтобы тянуть (в некоторых случаях - 

толкать) ЛА сквозь воздух. Энергия двигателя вращает 

воздушный винт, а он, в свою очередь , создаёт тягу, 

аналогично тому, как крыло создаёт подъёмную сил у. 

Величина создаваемой тяги зависит от формы аэродинамической 

поверхности, угла атаки лопастей воздушного 

винта и частоты вращения двигателя. Сам 

воздушный винт имеет изогнутую форму, так что угол 

установки лопасти меняется от законцовки к втулке. 

Угол набегания и шаг воздушного винта максимальны 

у втулки и минимальны у законцовки лопасти (рис. 6-6). 

Цель изгиба лопасти - обеспечить возникновение 

одинаковой подъёмной силы от втулки к законцовке. 

При вращении лопасти различные точки на её поверхности 

движутся с разной истинной скоростью. 

Рис. 6-7. Соотношение пройдённого расстояния и скорости 

различных областей лопасти воздушного винта. 

Лопасть, у которой угол набегания был бы одинаков 

по всей её длине, оказалась бы неэффективной, поскольку 

по мере увели чения воздушной скорости во 

время полёта область возле втулки начинала бы двигаться 

с отрицательным УА, в то время как законцовка 

входила бы в сваливание. 

Лёгкие самолёты оснащаются тем или иным из двух 

разновидностей воздушного винта: с постоянным или 

изменяемым ш агом лопастей. 

136


Воздушный винт постоянного шага 

Воздушный винт с фиксированным углом установки 

лопастей называется винтом постоянного шага. Шаг 

такого воздушного винта устанавливается производителем 

и не может быть изменён. Поскольку воздушный 

винт постоянного 

шага достигает наилучшей производительности 

только при определённом сочетании 

воздушной скорости и частоты вращения двигателя, 

установленный шаг не может быть идеальным ни в 

крейсерском режиме, ни при наборе высоты. Таким образом, 

ЛА с таким воздушным винтом не может быть 

максимально эффективным ни в одном полётном режиме. 

Воздушный винт постоянного шага используется, 

когда необходимо добиться малого веса , простоты 

и низкой стоимости ЛА . 

Существует два типа винтов постоянного шага : тангажный 

и маршевый. Выбор типа воздушного винта зависит 

от предполагаемого назначения ЛА. Тангажный 

винт имеет меньший шаг, а значит, испытывает меньшее 

лобовое сопротивление. 

Это позволяет повысить 

обороты двигателя и его мощность, что повышает эффективность 

ЛА во время взлёта и набора высоты, но 

снижает её при полёте в крейсерском режиме. 

Маршевый воздушный винт имеет больший шаг, отсюда 

и большее лобовое сопротивление. Обороты двигателя 

и мощность ниже, чем в первом случае, а значит, 

эффективность во время взлёта и набора высоты снижается, 

а в крейсерском режиме - повышается. 

Воздушный винт обычно крепится на валу, который 

может быть продолжением коленчатого вала двигателя. 

В этом случае частота вращения воздушного винта и 

коленчатого вала совпадают. Иногда воздушный винт 

устанавливается на валу, соединяющемся с коленчатым 

валом через зубчатую передачу. В таком варианте 

частота вращения винта и двигателя различны. 

На ЛА с винтом постоянного шага тахометр отображает 

мощность двигателя (рис. 6-8). Шкала тахометра 

калибруется в сотнях оборотов в минуту (rpm), и измеренная 

величина напрямую указывает на частоту вращения 

двигателя и воздушного винта . 

Прибор имеет 

цветную маркировку шкалы: зелёная дуга обозначает 

максимальную частоту вращения при непрерывной 

эксплуатации. На шкалах некоторых тахометров, помимо 

этого, указываются предельные частоты вращения 

двигателя и/или воздушного винта. Чтобы избежать 

каких-либо разночтений при съёме показаний 

тахометра, 

следует внимательно изучить рекомендации 

производителя. 

Для управления оборотами двигателя используется 

ручка газа, 

которая контролирует интенсивность поступления 

воздушно-топливной смеси в двигатель. При 

полёте на постоянной высоте изменения в показаниях 

Рис. 6-8. Тахометр отображает частоту вращения двигателя. 

тахометра напрямую отражают изменение полезной 

мощности двигателя. 

Однако при увеличении рабочей высоты эта прямая 

зависимость может быть нарушена. Например, частота 

вращения двигателя 2300 об/мин на высоте 1,5 км 

создаёт меньшую мощность, чем такая же частота на 

уровне моря, поскольку полезная мощность зависит от 

плотности воздуха. С увеличением высоты плотность 

воздуха падает, а со снижением плотности (с повышением 

высоты по плотности) падает и полезная мощность 

двигателя. Поэтому для сохранения полезной 

мощности при изменении высоты необходимо изменить 

положение ручки газа. Чтобы мощность не упала 

при увеличении высоты, газ необходимо прибавить. 

Воздушный винт изменяемого шага 

Воздушный винт изменяемого шага был предшественником 

винтов постоянной скорости. Шаг лопастей 

такого винта может быть отрегулирован на земле с 

выключенным двигателем, но в полёте это сделать 

невозможно. Его также называют винтом с переставляемыми 

на земле лопастями. 

К 30-м годам ХХ века 

авиаконструкторы заложили базу для создания автоматических 

механизмов изменения шага винта, поэтому 

так иногда называют воздушные винты постоянной 

скорости, регулируемые во время полёта. 

Первые винты изменяемого шага допускали только 

два положения лопастей: высокий и низкий шаг. 

Сегодня большинство таких винтов позволяют регулировать 

шаг в широком диапазоне. 

Воздушный винт постоянной скорости - 

это управляемый 

винт изменяемого шага, который управляется 

автоматическим регулятором шага так, 

чтобы сохранять 

неизменную частоту вращения вне зависимости 

от изменений аэродинамической нагрузки. Это наиболее 

распространённый вид винтов изменяемого 

137


шага. Главным преимуществом винта с постоянной 

скоростью является высокий кпд, с которым он способен 

преобразовывать тормозную мощность в тяговую в 

очень широком диапазоне сочетаний частот вращения 

и воздушных скоростей. Воздушный винт постоянной 

скорости эффективнее винтов других типов , поскольку 

обеспечивает возможность выбора необходимой частоты 

вращения двигателя в любых полётных условиях. 

ЛА с воздушным винтом постоянной скорости имеет 

два органа управления: ручка газа и ручка управления 

воздушным винтом. Первый управляет уровнем 

поле зной мощности, а второй - частотой вращения 

двигателя. При этом, в свою очередь, регулируется 

полезная мощность напрямую зависит от количества 

воздушно-топливной смеси, поступающего в камеру 

сгорания. При прибавлении газа в двигатель начинает 

поступать большее количество смеси, и наддув возрастает. 

При выключенном двигателе манометр наддува 

отображает давление окружающего воздуха (1 бар). 

Во время запуска двигателя показания манометра наддува 

падают ниже уровня давления окружающего воздуха 

(например , 0,3 бара). Отказ двигателя или потеря 

мощности отображаются на манометре наддува как 

увеличение давления внутри впускного коллектора до 

величины, соответствующей давлению окружающего 

воздуха на высоте, где это произошло (рис. 6-9). 

частота вращения воздушного винта, которая отображается 

на тахометре. 

Как только определённая частота вращения достигнута, 

регулятор автоматически меняет угол установки 

лопастей так, чтобы сохранить установленную частоту. 

Например , если при полёте в крейсерском режиме после 

установки заданной частоты вращения увеличивается 

воздушная скорость или падает нагрузка на винт, 

угол установки лопастей увеличивается на величину, 

необходимую для сохранения частоты вращения . 

Соответственно, уменьшение воздушной скорости или 

повышение нагрузки на винт вызывают уменьшение 

угла установки лопастей. 

Диапазон скоростей воздушного винта постоянной 

скорости, ограничиваемый упорами высокого и низкого 

шагов , одновременно является диапазоном возможных 

углов установки лопастей. До тех пор, пока 

лопасть при изменении угла не достигнет одного из 

упоров, частота вращения будет сохраняться постоянной 

. После того, как лопасть достигнет упора, частота 

вращения двигателя будет изменяться как в случае 

винта постоянного шага. При этом будут происходить 

соответствующие изменения в воздушной скорости и 

нагрузке на винт. Например, если при установленной 

частоте вращения скорость ЛА упадёт настолько, что 

лопасти достигнут упора низкого шага, дальнейшее 

падение скорости приведёт к падению частоты вращения 

двигателя. То же самое происходит и при увеличении 

воздушной скорости. Когда воздушная скорость 

растёт, угол установки лопастей увеличивается до тех 

пор, пока лопасти не достигнут упора высокого шага. 

Дальнейшее увеличение угла установки лопастей 

невозможно, и частота вращения двигателя начинает 

расти. 

На ЛА, оснащённых воздушным винтом постоянной 

скорости, полезная мощность двигателя контролируется 

ручкой газа и отображается на манометре наддува. 

Манометр измеряет абсолютное давление воздушно-топливной 

смеси внутри впускного коллектора (наддув) . 

При постоянной частоте вращения двигателя и высоте 

Рис. 6-9. Манометр наддува отображает полезную мощность 

двигателя. 

Манометр наддува имеет цветовую разметку шкалы, 

которая указывает на эксплуатационный диапазон 

двигателя. Шкала содержит дугу зелёного цвета, соответствующую 

нормальному эксплуатационному 

диапазону, и красную метку, указывающую на верхний 

предел давления в коллекторе. 

Эта величина не должна быть превышена при любой 

частоте вращения двигателя. Если давление во входном 

коллекторе избыточно, в цилиндрах также возникает 

избыточное давление, что создаёт чрезмерную 

нагрузку на них. Если это повторяется достаточно часто, 

конструкция цилиндра может быть ослаблена, что 

рано или поздно приведёт к отказу двигателя. 

Пилот может избежать излишней нагрузки на цилиндр, 

если будет постоянно контролировать частоту 

вращения, особенно при увеличении давления наддува. 

Для сохранения правильного соотношения 

между частотой вращения и давлением во входном 

коллекторе обратитесь к рекомендациям производителя 


Для того, чтобы избежать перегрузки двигателя при 

изменении давления наддува и частоты вращения, отрегулируйте 

мощность в следующем порядке: 

138

Гл а в а 6. Ави ац и онные системы 

• при снижении мощности перед снижением частоты 

вращения уменьшите давление наддува. 

Если частота вращения будет снижена раньше , 

давление во впускном коллекторе автоматически 

возрастёт и может превысить предел, установленный 

производителем; 

при повышении мощности действуйте в обратном 

порядке - сначала повышайте частоту вращения, 

а затем давление наддува; 

• в случае радиального двигателя, для предотвращения 

его 

повреждения максимально сократите 

время работы на предельных оборотах и с предельным 

давлением в коллекторе . Избегайте эксплуатации 

двигателя на предельных оборотах и с низким 

давлением наддува. 

Для предотвращения сильного износа , усталости 

материалов и повреждения высокопроизводительных 

поршневых двигателей следуйте рекомендациям производителей 

двигателя и /или ЛА. 

Система питания двигателя 

Система питания двигателя (СПД) обеспечивает поступление 

в двигатель наружного воздуха, смешение его с 

топливом и доставку воздушно-топливной смеси в ци 

линдр, где происходит её сгорание. Наружный воздух 

поступает в СПД через впускное отверстие в передней 

части кожуха двигателя. Это отверстие обычно содер 

жит воздушный фильтр, препятствующий попаданию 

в двигатель пыли и других посторонних объектов. 

Поскольку фильтр время от времени забивается, должен 

быть предусмотрен дополнительный источник 

воздуха. Обычно таким источником является сама 

внутренняя область кожуха , куда воздух попадает, 

минуя воздушный фильтр . Некоторые дополнительные 

источники воздуха функционируют автоматически, 

другие - в ручном режиме. 

В малой авиации наиболее часто используются два 

типаСПД: 

1) карбюраторная система, где перед поступлением 

во входной коллектор топливо и воздух смешиваются 

в карбюраторе; 

2) система впрыска топлива , где топливо и воздух 

смешиваются не посредственно перед поступле 

нием в цилиндр, либо впрыскиваются прямо в цилиндр 

и смешиваются уже в нём. 

Карбюраторные системы 

Карбюраторы бывают поплавкового либо прямого типа. 

Карбюраторы поплавкового типа, 

укомплектованные 

системой малого газа, жиклёром приёмистости, регулятором 

качества смеси , механизмом остановки при 

малом газе и системой обогащения, вероятно, являются, 

наиболее распространёнными из всех типов карбюраторов. 

Карбюраторы прямого типа на малых само 

лётах обычно не устанавливаются. Основное различие 

между карбюраторами поплавкового и прямого типов 

заключается в способе подачи топлива. В карбюратор 

ах прямого типа топливо подаётся под давлением, 

создаваемым топливным насосом. 

Принцип действия карбюратора поплавково г о типа 

следующий. П еред тем, как попасть в двигат ель, наружный 

воздух проходит через воздушный фильтр, 

обычно установл е нный в воздухозаборнике в передней 

части кожуха двигателя. Отфильтрованный воздух 

попадает в кар бюратор через узкую горловину, называемую 

диффузор ом. Когда воздух проходит через 

диффузор, возникает область низкого давления, кото 

рая заставляет топливо течь через жиклёр - калибр о 

ванное отверстие, расположенное в передней части поплавковой 

камеры карбюратора. Затем струя топлива 

и воздушный п о т ок встречаются, и образуется воз 

душно-топливная смесь (рис. 

6 -10). Она проходит через 

впускной коллектор и попадает в камеру сгорания, 

где воспламеняется. 

Карбюратор поплавкового типа получил своё назва 

ние от поплавка, который плавает в топливе внутри по 

плавковой камеры . К нему прикреплена запорная игла, 

которая открывает и закрывает отверстие в нижней 

части поплавковой камеры. Таким образом, регулируется 

правильное количество топлива в карбюраторе, 

зависящее от положения поплавка, которое, в свою 

очередь, определяется уровнем топлива в поплавковой 

камере. Когда уровень топлива повышается, п оплавок 

п однимается, запорная игла закрывает топливное от 

верстие и перекрывает подачу т оплива в кар бюратор. 

Когда уровень топлива снова падает, запорная игла от 

крывает отверстие, и подача т оплива возобновляется. 

Подачу воздушно - топливной смеси в камеру с горания 

регулирует дрос сельный кран, который управляется 

ручкой газа в кабине пилота. 

Карбюратор по плавкового типа имеет несколько существенных 

недостатков. Прежде всего, представьте 

себе влияние резкого манёвра ЛА на работу такого карбюратора. 

Далее, тот факт, что топливо подаётся под 

н изким давлением, п риводит к не полному ис п арению 

и затруднениям с подачей топлива в некоторых двигат 

елях с нагнетателем. Однако главным недостатком та 

ких карбюратор ов является их подверженность обледенению. 

Поскольку в карбюраторах поплавково г о типа 

топливо подаётся в зону низкого давления, жиклёр 

должен быть расположен у го рловины диффузора, а 

дроссельный кран должен располагаться над жиклёром 

со стороны двигателя. Это означает, что, вследствие 

испарения топлива, внутри диффузора происходит 

139

Энци кл опедия пилота 

Смесь топливо/воздух------ 

См есь топлива и воздуха, 

посrупающая в камеру сгорания. 

Поплавковая камера 

Уровень топлива 

контролируется поплавком . 

Впуск топлива 

Топл иво попадает 

в карбю ратор через 

впускной коллектор. 

Дроссельный кран ------1~~ ~ :=:;:=:=:; 

Контролирует прито к смеси 

топлива/воздуха . Управляется 

руч кой газа в каби не пилота. 

Топливо 

Диффузор -------~ ;:!::=!;' 

Создаёт область 

низкого давления . 

Жиклёр --------f•iitll~ 

Перепад давлений 

заставляет топливо 

посrупать в диффузор 

через жиклёр . 

Воэдухоприёмное отверстие 

Воздух посrупает в карб юратор 

через воздухоприёмное отверстие. 

Воэдухоотвод 

Через воздухоотвод 

воздух перед смешением 

с топливом отвод ится от жиклёра, 

что позволяет снизить плотность 

топлива и обеспечить 

полное испарение. 

Игольчатый клапан 

Игольчатый клапан позволяет 

контролироват ь подачу топл и ва 

к жиклёру. Его положением 

можно управлять 

через регулятор смеси . 

Рис . 6-10. Карбюратор поплав кового типа. 

падение температуры. В ре зультате на диффузоре и 

положение FULL RICH («полное обогащение ») . 

Однако 

дроссельном кране с лёгкостью образуется наледь . 

В карбюраторе пря мого типа топливо, добавляемое в 

поток воздуха, находится под давлением, существенно 

превышающим атмосферное. Э то приводит к более 

полному испарению топлива и по з воляет смешивать 

его с воздушным потоком в точке между дроссельным 

краном и двигателем. Если жиклёр располагается в 

этом месте, па д ение температуры из-за испарения то 

плива происходит после то го, как воздух прошёл через 

дроссельный кран , и тепло двигател я будет компенсировать 

это падение. Та ким образом, отсутствует опасность 

обледенения при испарении топлива. Быстрое 

маневри ров ание и турбулентность практически не 

влияют на работу карбю р атора закрытого типа, поскольку 

камера сгорания остаётся наполненной в любых 

полётных условиях. 

с увеличением в ысо т ы пло тность поступающего в карбюратор 

воздуха п адает, в то время как плотность топлива 

остаётся неизменной. По этому смесь становится 

всё более обогащённой , что может привести к сбоям 

в работе двигат еля и значительной потере мощности. 

Сбо и в работе дв иг ателя обычно с вяз аны с перебоя м и 

в работе свечи зажигания, вызванным накоплением на 

ней нагара. На г ар оседает на свече потому, что обогащённа 

я смесь сн и жает температуру внутри ц или ндра , 

препятст вуя полному сгоранию топлив а . Такое может 

произойти в ходе контрольного прогона двигателя 

перед взлётом на высокогорных аэродромах или в р е 

жиме крейсерского полёта на больших высотах. Чтобы 

сохранить пр авильное соотношение топлива/воздуха 

в сме си , она должна быть обеднена с помощью регулятора 

качества с меси . Обеднение смеси означает сокращение 

притока топли ва, 

что компенсирует снижение 

Регулятор качества смеси 

Карбюраторы обычно калибруются при атмосферном 

давлении на уровне моря . В этих условиях правильное 

соотношения топлива и воздуха в смеси достигается, 

когда регулятор качества смеси уста новлен в 

плотности воздуха на больши х высотах. 

Во время снижения с большой высоты смесь должна 

быть обогащена, в проти вном случае она станет слишком 

обеднённой. Чре змерно обеднённая смесь вызывает 

детонации, что может пр ивести к неуравновешенности 

двигателя , его перегреву и падению мощности. 

140


Лучший способ сохранять правильное соотношение топлива/воздух 

а - это отслеживать температуру двигателя 

и, при необходимос ти , обогащать смесь. Контроль 

состояния смеси и экономия топлива для двигателей с 

непосредственным впрыском топлива обеспечивается 

с помощью индикатора температуры выхлопных га 

зов. Поскольку правильное соотношение топлива/воздуха 

в смеси различно для разных ЛА , для определения 

этого соотношения необходимо обратиться к руководству 

по лётной эксплуатации или инструкции пилота 

для конкретного ЛА . 

К двигателю 

Воздушно-топливная 

смесь 

Обледенение карбюратора 

Как было сказано ранее , недостатком карбюратора поплавкового 

типа является его склонность к обледенению. 

Обледенение карбюратора связано с испарением 

топлива и снижением воздушного давления в диффузоре, 

что приводит к резкому падению температуры 

карбюратора. Если она падает до нуля и ниже, содержащиеся 

в воздухе водяные пары конденсируются, 

Входящий воздух 

и на внутренних поверхностях карбюратора Св том 

числе, на дроссельном кране) может обра зовы ваться 

наледь (рис. 6-11). 

Падение температуры в карбюраторе связано не 

только с испарением топлива , но и с падением воздушного 

давления. Наледь обычно образуется в областях, 

прилегающих к дроссельному крану и горловине 

диффузора. Это ограничивает приток рабочей смеси 

в двигатель и приводит к снижению мощности. При 

определённой толщине слоя льда двигатель может вообще 

пр екратить работу. Обледенение карбюратора 

чаще всего происходит при температуре ниже 21 ° С и 

относительной влажности выше 80%. Из- за резкого охлаждения, 

происходящего в карбюраторе , обледенение 

может возникнуть даже при температуре 38 °С и влажности 

50%. Температура в карбюраторе может падать 

на 30-40 ° С. Таким образом, при те м пературе наружного 

воздух а 37 ° С температура в карбюраторе может 

опуститься до -3 ° С (рис . 6-12). 

Первым показателем обледенения карбюратора на 

ЛА с воздушным винтом постоянного шага является 

падение оборотов двигателя, за которым могут последовать 

сбои в его работе. В случае ЛА с воздушным винтом 

постоянной скорости на обледенение карбюратора 

обычно указывает падение показаний манометра наддува 

без снижения частоты вращения. Дело в том, что 

шаг винта автоматически меняется, чтобы компенсировать 

потерю мощности . Поэтом у частота вращения 

останется постоянной. 

Хотя обледенение карбюратора может наступить в 

любой фазе полёта , оно представляет особенную опасность 

во время снижения, когда мощность двигателя 

Рис. 6-11. Образован ие наледи на карбюраторе может уменьшить 

или полностью пре кратить поступление рабочей смеси в двигатель. 

~ 

~ 

:а 

1 

~ 

j 

100% 

90% 

80% 

70% 

60% 

70°F/21 °C 

Темпера,ура наружного воздуха 

100°F/38°C 

Рис. 6-12. Хотя обледенение карбюратора чаще всего наступает в 

диапазонах температур и давления , обозначенных на приведённом 

графике, это может произойти и в иных атмосферных условиях. 

падает. В определённых условиях, обледенение карбюратора 

може т остаться незамеченным до тех пор , пока 

запаса мощности двигателя хватает, чтобы компенсировать 

падение оборотов. Для борьбы с эффектом обледенения 

двигатели с карбюраторами поплавкового 

типа оснащаются системами подогрева карбюратора. 

Системы подогрева карбюратора (СПК) 

Для подогрева карбюратора используются противообледенительные 

системы, подогревающие воздух перед 

его попаданием в карбюратор. Предназначение этих систем 

- удерживать температуру воздушно-топливной 

141


смеси на уровне выше температуры замерзания воды , 

предотвращая образование наледи. СПК могут применяться 

для того, чтобы растопить уже образовавшийся 

в карбюраторе лёд (если его не слишком много), но 

лучше всего использовать их в качестве предупредительной 

меры. Помимо этого , СПК могут быть исполь 

з ованы как дополнительный источник воздуха, 

если входной фильтр забьётся, например, в результате 

внезапного или неожиданного обледенения фюзеляжа . 

Работоспособность СПК должна быть проверена во 

время контрольного прогона двигателя перед взлётом. 

При использовании СПК придерживайтесь рекомендаций 

производителя. 

Когда атмосферные условия благоприятны для образования 

наледи на карбюраторе, необходимо периодически 

проверять, не началось ли обледенение . При его 

обнаружении следует немедленно включить СПК на 

полную мощность и оставить её в таком режиме до тех 

пор, пока не будет полной уверенности в устранении 

наледи. Частичный или кратковременный подогрев 

может лишь усугубить ситуацию. При значительном 

уровне обледенения необходимо оставить СПК в режиме 

постоянной полной мощности, чтобы предотвратить 

дальнейшее образование льда . Некоторые двигатели 

оснащаются датчиком температуры карбюратора, 

который чрезвычайно полезен при исполь з овании СПК. 

При снижении оборотов во время полёта двигатель 

быстро охлаждается, и испарение топлива начинает 

идти менее интенсивно , чем при тёплом двигателе. В 

таких условиях двигатель в большей степени подвержен 

обледенению карбюратора. Если есть основания 

ожидать обледенения карбюратора и предполагается 

движение со сниженными оборотами, необходимо 

установить СПК в положение полной мощности и оставить 

её в таком режиме на всё время полёта со сниженными 

оборотами. Нагрев будет способствовать 

лучшему испарению топлива и поможет предотвратить 

образование карбюраторного льда. Необходимо 

периодически на несколько секунд давать полный 

газ, не позволяя двигателю охлаждаться; в противном 

случае, мощности СПК может не хватить для предотвращения 

обледенения. 

При использовании СПК мощность двигателя падает, 

иногда до 15%, поскольку при подогреве плотность 

воздуха, попадающего в двигатель, уменьшается. Это 

приводит к дополнительному обогащению рабочей 

смеси. Если в карбюраторе ЛА с воздушным винтом 

постоянного шага образовалась наледь, обороты двигателя 

снижаются, а после включения СПК (по мере 

таяния льда) постепенно возрастают. Поми мо этого, 

после устранения наледи двигатель будет работать 

более ровно . Если СПК включена, а лёд в карбюраторе 

отсутствует , обороты упадут и затем будут оставаться 

неизменными. Если наледь образуется в карбюраторе 

ЛА с воздушным винтом постоянной скорости и 

включена СПК , показания манометра наддува вначале 

снизятся , а затем начнут постепенно расти. Если СПК 

включена, а лёд в карбюраторе отсутствует , постепенный 

рост показаний манометра наддува начнётся 

только после её выключения. 

Для пилота чрезвычайно важно своевременно отреагировать 

на образование карбюраторного льда , 

поскольку в противном случае может произойти снижение 

мощности двигателя , потеря высоты и/или воздушной 

скорости. Иногда это может сопровождаться 

вибрацией или сбоями в работе двигателя. Как только 

выявлено падение мощности, следует предпринять 

немедленные действия для устранения наледи, уже 

образовавшейся в карбюраторе, и предотвращения 

дальнейшего накапливания льда. Для этого необходимо 

включить СПК на полную мощность, что вызовет 

дальнейшее снижение мощности, а также, возможно , 

сбои в работе двигателя , связанные с попаданием тающего 

льда в рабочую смесь. Подобные явления могут 

продолжаться от 30 секунд до нескольких минут, в зависимости 

от толщины ледового слоя . В течение этого 

времени пилот не должен поддаваться искушению снизить 

мощность СПК. Карбюратор должен оставаться в 

режиме полного подогрева до тех пор , пока мощность 

не вернётся к нормальному уровню. 

Поскольку использование СПК ведёт к снижению 

мощности двигателя и увеличению его рабочей температуры, 

не следует включать систему, когда необходима 

полная мощность (например, при взлёте) или во 

время нормальной работы двигателя. Включение СПК 

должно производиться только для устранения карбюраторного 

льда или проверки его наличия. 

Датчик воздушной температуры карбюратора 

На некоторых ЛА устанавливается датчик воздушной 

температуры карбюратора (ДВТК), помогающий выявить 

условия для образования наледи в карбюраторе. 

Цифербл ат ДВТК обычно маркирован в градусах 

Цельсия , и на нём имеется жёлтая дуга, обозначающая 

диапазон температур, при которых может возникнуть 

обледенение карбюратора. Как правило, эти температуры 

варьируются в диапазоне от -15° С до +5° С. Если 

показатели воздушной температуры и влажности таковы, 

что образование льда маловероятно , двигатель 

может эксплуатироваться в нормальном режиме, даже 

если показания ДВТК находятся в жёлтом диапазоне. 

Если атмосферные условия способствуют образованию 

карбюраторного льда, следует внимательно следить, 

чтобы показания ДВТК не оказались внутри жёлтого 

диапазона. Для этого необходимо включить СПК. 

142


Топливонасос 

с приводом 

от двигателя 

Блок управления 

8--::lf;!!---- составом рабочей 

смеси 

Топливопровод 

Коллектор 

топливопровода 

Рис. 6-13. Система впрыска топлива . 

На шкале некоторы х ДВТК и мее тся красная метка, 

указывающая на максимальную температуру воздуха 

на впуске в карбюратор, рекоме ндуемую производителем 

двигателя . На циферблате также может присутствовать 

з елёная дуга , обозначающая нормальный 

рабочий диапазон температур. 

Датчик температуры наружного воздуха 

Большинство ЛА оборудуются датчиками температуры 

наружного воздуха, шкала которых может разме чаться 

как в градусах Цельсия, так и в градусах Фаренгейта . 

Эти датчики отображают температуру окружающего 

или наружного воздуха , что необходи мо для расчёта 

истинной воздушной скорости, а также помогает вы 

явить условия для возникновения обледенения. 

Системы впрыска топлива 

Системы впрыска топлива обеспечивают подачу то 

плива непосредственно в цилиндры или в коллектор 

перед впускным клапаном. Впускной коллектор в 

системах с впрыском топлива аналогичен тем, что 

используются в карбюраторных системах, и имеет 

вспомогательный вход воздуха, расположенный под 

капотом двигателя . Это источник задействуется, если 

приток наружного воздуха по каким-то причинам 

зат руднён. Включение вспомогательного источника 

воздуха обычно происходит в автоматическом режиме 

с возможностью ре зе рвного ручного управления, которое 

применяется, если ав томатическое включение 

не срабатывает. 

В систему впрыска топлива обычно входят шесть основны 

х компонентов: топливный насос с приводом от 

двигателя, устройство управления воздушно-топливной 

смесью, топливный коллектор (распределитель 

топлива), коллектор цилиндров, вспомогательный 

топливный насос и индикаторы давления/расхода топлива 

(рис. 6-13). 

Вспомогательный топливный насос обеспечивает подачу 

топлива под давлением к устройству управления 

воздушно -топливной смесью во время пус ка двигателя 

и/или в аварийный ситуациях. После пуска двигателя 

топли вный насос с приводом от двигателя под давлением 

подаёт топливо из топливного бака к устройству 

управления воздушно -топ ливной смесью. Это устройство, 

ф актически выполняющее функции карбюратора, 

регулирует количество топлива на основе установлен 

ных параметров качества рабочей смеси и подаёт его 

к клапану топливного коллектора в объёме, определяемом 

положе нием рукоятки газа. Пройдя через ин 

жектор то пли вного коллектора, воздушно-топливная 

смесь поступает в коллекторы цилиндров , которые направляют 

её во впускное отверстие каждого цилиндра. 

143


Считается, что системы впрыска топлива в меньшей 

степени подвержены обледенению, чем карбюраторные 

системы, и тем не менее, обледенение воздухозаборников 

может произойти 

при любой конструкции 

двигателя. Подобное обледенение возникает, когда 

наледь, образующаяся на внешней поверхности ЛА, 

перекрывает отверстия в фюзеляже (например, воздухозаборники 

системы впрыска топлива). 

Преимущества системы впрыска топлива: 

• сниженное образование наледи от испарения; 

• уменьшение расхода горючего; 

• несколько более быстрая реакция на перемещение 

ручки газа; 

• точный контроль состава смеси; 

• лучшее распределение топлива; 

значительно более стабильный запуск двигателя в 

холодную погоду. 

Недостатки: 

• сложности при запуске разогретого двигателя; 

• образование паровых пробок при работе двигателя 

на земле в жаркие дни; 

• проблемы при повторном запуске двигателя, заглохшего 

из-за нехватки топлива. 

Нагнетатели и турбонагнетатели воздуха 

Стремясь повысить мощность выпускаемых двигателей, 

производители разработали системы принудительного 

наддува , которые носят название 

нагнетателей или турбокомпрессоров (устройств турбонаддува). 

Обе системы сжимают входящий воздух, 

увеличивая его плотность. Главное отличие между 

этими системами заключается в источнике питан ия. 

Нагнетатель представляет собой воздушный насос 

или компрессор с приводом от двигателя, в то время 

как турбокомпрессор питается энергией выхлопных 

газов, которые проходят сквозь турби н у, приводящую 

во вращение ротор компрессора . ЛА с такими системами 

комплектуются манометрами наддува, измеряющими 

давление выше атмосферного. 

В стандартный день на уровне моря с выключенным 

двигателем манометр наддува показывает абсолютное 

давление окружающего воздуха на уровне 1 бар 

(1000 мбар). Поскольку атмосферное давление падает 

примерно на 100 мбар при увеличении высоты на 1000 

м, на аэродроме, расположенном на высоте 2 км на 

уровне моря, в условиях стандартного дня манометр 

наддува покажет примерно 800 мбар. 

Набирая высоту, ЛА с естественным наддувом двигателя 

в конце концов достигнет такого значения высоты, 

на которой давление во входном коллекторе станет 

недостаточным для дальнейшего подъёма. Этот 

высотный предел называется практическим потолком 

ЛА и напрямую зависит от способности двигателя обеспечивать 

выходную мощность . Если, за счёт применения 

нагнетателя или турбонаддува, в двигатель поступает 

сжатый воздух, практический потолок ЛА может 

быть увеличен . Оборудованный одной из этих систем 

ЛА может эксплуатироваться на больших высотах и с 

большими истинными воздушными скоростями. Это 

повышает его способность огибать области с неблагоприятными 

погодными условиями. 

Нагнетатели 

Нагнетатель - это воздушный насос или компрессор с 

приводом от двигателя, который обеспечивает подачу 

в двигатель сжатого воздуха, создавая дополнительное 

давление на поступающий извне воздух и тем самым 

увеличивая мощность двигателя. Результатом работы 

нагнетателя является повышение давления во впускном 

коллекторе . Чем выше давление в коллекторе, 

тем больше плотность рабочей смеси и, как следствие, 

выходная мощность двигателя. При обычном наддуве 

давление в коллекторе не может превышать атмосферное 

, а нагнетатель способен повысить его более чем 

на 1 бар . 

Например, на высоте 2,5 км обычный двигатель 

может обеспечить примерно 75% своей мощности на 

среднем уровне моря (СУМ), поскольку с увеличением 

высоты плотность воздуха падает. Сжимая поступающий 

снаружи воздух, нагнетатель повышает его плотность 

и позволяет двигателю обеспечить то же давление 

наддува , что и на уровне моря. Таким образом, 

на высоте 2,5 км над СУМ такой двигатель может обеспечить 

давление наддува 850 мбар , в то время как без 

нагнетателя - только 750 мбар. Нагнетатели особенно 

эффективны на значительных высотах (более 5 км), где 

плотность воздуха по сравнению с уровнем моря падает 

вдвое. Чаще всего нагнетатель подаёт в двигатель 

воздух той же плотности, что и на уровне моря. 

Системы принудительного наддува воздуха состоят 

из тех же компонентов, что и системы с естественным 

наддувом, с добавлением нагнетателя между расходомером 

топлива и впускным коллектором. Нагнетатель 

приводится во вращение двигателем через зубчатую 

передачу, которая бывает одно- или двухскоростной, 

либо имеет регулируемую скорость. Помимо этого, 

нагнетатель может иметь одну или несколько ступеней 

, каждая из которых обеспечивает дополнительное 

увеличение давления. В зависимости от числа этапов 

сжатия воздух нагнетатели делятся на одно-, двух- и 

многоступенчатые. 

Первые модели нагнетателей были одноступенчатыми 

и односкоростными. Такие нагнетатели обычно 

называют невысотными. Двигатель, оборудованный 

144


1 '11 1 ., ! ' 

, 1, 1 1 Двигател ь с двухскоросniЫМ нагнетателем ~ 

1 

1 

1i 

""' 

1 

1 1 1,I ·' 

1 . . :1 

l -~- 

,),! 1 i 

li 11 1 н.:.:. 

Вем,е;!-J J. '' 1 ! 

i 

1 '1 

1 11 ,1, r-t-- l нan} начен,;. ;1 J i 

1 

' li ГТ!f ,...;.... 

1 

1 1 ii. !11 - J.Н 1 

1 1, 1 ,-. 1 

! ,: ,.;. 

"'{.. 

.:, ' 1JJ 

'1 

' ,! ,1 1 

- ,, 

1 

. • 1.J . 

1 - 

,1 ....:_ ~ ""' 

1 

1 

1 

~ 

- 

!' 

l!виГ;frе,,, li, !i 11 1 1 ,- :-' 

1 - ~ 

•нн,,,., .-. • i:l 11 1 

1 1, 1 

1 1 1 ,[ l 1 ' Т ПТff i "t 1 11 

!; 

1 1i 

' 1 11:: 

1 ! 1 11 1 r,-, 1 

1 

1 1 1 11 

' 

! 

1 ,1 1!·1 i 1 1' 

1 il 111 ' 

1 

1 lj 1 l'il 1 ' 1 

1 1 : ,, : 

. 1 

i il 11 1 1 1 1 i'II 1 ,1 

На уровне моря 

'1 lil 

11 111 

1: 1 ,11111 1 ! 1! ! 1 1 1 . 1 1 1 

1., 11! 1 

Высота по плотности 

Рис. 6-14. Сравнение вы ходны х мощностей двигателей 

с естественным наддувом и с одноступенчатым 

двухскоростным нагнетателем . 

таким нагнетателем , называется невысотным двигателем. 

В невысотных нагнетателях используется единственная 

крыльчатка с зубчатым приводом, вращающаяся 

с одной и той же скоростью на любой высоте. 

Недостатком таких нагнетателей является падение 

мощности двигателя с увеличен ием высоты . 

Одноступенчатые односкоростные нагнетатели 

устан авливаются на м ногие высокопроизводительные 

радиаль ные двигатели . Воздухозаборники таких систем 

обычно обращены вперёд, чтобы можно было в 

полной мере использовать скоростной н а пор воздуха. 

Входящ ий воздух проходит через воздуховоды в карбюратор, 

где топливо отмеряется в определённой пропорции 

к поступающему воздуху. Затем воздушно -топливная 

смесь поступает в нагнетатель (или в крыльчатку), 

где её течение ускоряется . Далее, смесь проходит через 

диффузор, где скорость воздуха преобр азуется в энергию 

давления. После сжатия смесь под высоким давлением 

поступает в цилиндры . 

Некоторые из больших радиальных двигателей , 

разработанных во время Второй мировой войны, 

имели одноступенчатый двухскоростной нагнетатель. 

В таких нагнетателях единственная к рыл ьчатка может 

работать в двух скоростных режи мах . Меньшую ско 

рость крыльчатки часто называют нижним значен ием 

наддува, а большую , соответственно, верхним значением. 

На самолётах, оснащённых двигателями с двухскоростным 

нагнетателем, в кабине пилотов имеется 

рычаг или переключатель, управляющий гидравлической 

муф той , которая переключает крыльчатку с одной 

скорости на другую. 

11 

В нормальных условиях при взлёте нагнетатель уста 

навливается в нижнее значение наддува. В этом режиме 

двигатель функционирует как невысотный, и его выходная 

мощность падает с увеличением высоты полёта. 

Однако, как только самолёт достигает установленной 

высоты, пилот снижает обороты двигателя и переводит 

нагнетатель в верхнее значение наддува. После этого 

с помощью ручки газа устанавливается желаемое давление 

наддува. Д вигатели , оснащённые нагнетателями 

такого типа, называю тся высотными (рис. 6-14). 

Турбонаддув 

Наиболее эффективным способом повысить выходную 

мощ ность двигателя является использование турбонаддува 

(турбокомпрессора) . В таких нагнетателях 

работа компрессора обеспечивается за счёт энергии 

потока выхлопных газов. Благодаря э тому двигатели 

с турбонадд ув ом лишены главного недостатка нагнетателей 

с приводом от двигателя - того, что на их 

питание уходит значительная доля выходной мощности 

двигателя. Турбокомпрессор использует энергию 

в ыхлопа, которая в противном сл учае будет потеряна. 

Вторым преимуществ ом турбонаддува над обычными 

нагнетателя ми является возможность сохранять 

контроль над мощностью двигателя на высотах от 

уровня моря и вплоть до критической высоты двигателя 

. Критическая высота двигателя - это максимальная 

высота , до которой двигатель с турбон аддувом 

способен сохранять свою номинальную мощность . 

При превышении критической высоты двигателя выходная 

мощность начинает падать, как у двигателя с 

естественным наддувом. 

Турбокомпрессор повышает давле ние входящего 

воздуха, что по зволяе т двигателю во время полёта 

развивать мощнос ть, равную или превышающую его 

мощность на уровне моря . Турбокомпрессор состоит 

из двух основных элементов: компрессора и турбины . 

Секция компрессора включает в себя крыльчатку, 

вращающуюся с большой скоростью. Проходя через 

лопасти крыльчатки, во здух ускоряется, в результате 

чего его приток внутрь корпуса компрессора возрастает. 

Благодаря работе крыльчатки, воздух попадает в 

двигатель уплотнённым и под давле нием. На противо 

положном конце приводного вала крыльчатки располагается 

турбина, котор ая приводится в движение проходящими 

через неё выхлопными газами. Эта турбина , 

в свою очередь , обеспечивает вращение крыльчатки . 

Меняя интенсивность струи выхлопных га зов, проходящей 

через турбину, можно варьировать объё м сжатого 

воздуха, поступающе г о в двигатель. Для и зменения 

массы выхлопа , направленного на турбину, используется 

выпускной затвор , обычно представляющ ий из 

145

Энц иклопедиs~ пилота 

Турбонагнетатель 

Состоит из турбины, вращающей~ 

под действием выхлопных газов, 

Корпус дроссельной з а слон ки 

Заслонка регулирует воздушный 

поток, поступающий к двигателю . 

Впускной коллектор 

Сжатый воздух из турбонагнетателя 

поступает к цилиндрам . 

и компрессора, 

сжимающего поступающий воздух . 

Выброс выхлопны х 

газов 

Выпускной затвор 

Контролирует количество 

выхлопных газов , 

проходящих 

через турбину . Положение 

Воздухозаборник 

Входящий воздух поступает 

в турбонагнетатель, 

где подвергает~ сжатию. 

В ыхлопно й коллектор 

Выхлопные газы поступают 

к турбине и вращают её , 

а она, в свою очередь , 

затвора регулирует~ 

приводит в движение 

давлением масла в двигателе. 

ротор компрессора. 

Рис. 6-15. Компо ненты системы турбонаддува . 

себя регулируемый клапан-бабочку . 

Когда он закрыт, 

большая часть выхлопных газов проходит через турбину. 

Когда он открыт, выхлопные газы движутся мимо 

турбины и попадают непосредственно в выхлопную 

трубу двигателя (рис. 6-15). 

Поскольку при сжатии температура газа возрастает, 

работающий турб онагнетатель повышает температуру 

поступ ающего в двигатель воздуха. Для снижения 

этой температуры и уменьшения риска детонации во 

многих двигателях используется промежут очный охладитель 

(интер кулер). Это небольшое теплообме нн ое 

устройство, которое использует наружный воздух для 

охлаждения горячего сжатого воздуха перед его пост у 

плением в блок у правлением рабочей смеси. 

Фун кционирование системы 

В большинстве современных двигателей с турбонаддувом 

положение выпускного затвора контролируется 

чувствительным к давлению механизмом, снабжённы 

м гидроусилителем. В таких системах гидроусилитель 

автоматически устанавливается в положе ние , при 

котором желаемое давление наддува достигается простым 

движением ручки газа . 

В других конструкциях систем с турбонаддувом используется 

отдельное ручное уп р авление положением 

выпускного затв ора. При эксплуатации таких систем 

необходимо внимательно следить за показаниями 

манометра наддува, чтобы определить, достигнуто ли 

желаемое давле ние в коллекторе. Системы с ручным 

управлением часто подвергаются послепродажным 

модификациям . В т аких случаях необходима особая 

осто р ожность. Например, если выпускной затвор после 

снижения с большой высоты оставлен закрытым, 

давление наддува может превысить эксплуатационные 

ограничения двигателя. В такой ситуации, называемой 

«овербуст", возможно возникновение значительны х детонаций, 

связанных с обеднением рабочей смеси из-за 

повышения плотности воздуха при снижении . 

Хотя системы с автоматическим управлением вы 

пускным затвором в меньшей степени подвержены 

овербусту, т ем не менее, это не исключено. Если взлёт 

начинается, когда температура масла в двигателе ниже 

границы нормального эксплуатационного диапазона, 

холодное масло будет течь через гидроусилитель выпускного 

затвора слишком медленно, что вызовет овербуст. 

Для предотвращения этого эффекта ручку газа 

нужно перемещать с осторожностью , чтобы не превы 

сить предельное значе ни е давления наддува . 

Пилот, управляющий ЛА с системой турбонаддува , 

должен знать её эксплуатационные ограничения. 

Например, при очень высоких температурах турбина 

146


и крыльчатка турбонагнетателя могут в ращаться с 

у гловой скоростью более 80 тыс. об/мин. При высокой 

угловой скорости подшипники систе мы должны постоянно 

обеспечиваться моторным маслом , снижающим 

трение и температуру вращающихся частей. Для сохра 

нения достаточных смазочных свойств , перед увеличением 

оборотов двигателя температура масла должна 

находиться в пределах нормального эксплуатацион 

ного диапазона . Помимо этого , перед выключением 

двигателя необходимо дать устройству время остыть , а 

турбине - з амедлить вращение . В противном случае 

оставшееся в корпусах подшипников масло может закипеть, 

и на подшипниках и приводном валу останется 

слой нагара , который способен существенно сократить 

эффективность и срок его службы. Для получения 

подробной информации обратитесь к руководству по 

лётной эксплуатации или инструкции пилота для конкретного 

ЛА. 

Лётные характеристики на больших высотах 

Когда ЛА, оснащённый системой турбонаддува , набирает 

высоту, выпускной затвор постепенно закрывается 

и сохраняет предельное допустимое давление наддува. 

В определённый момент выпускной затвор окажется 

полностью закрытым, и дальнейшее увеличение высоты 

будет приводить к снижению давления наддува. 

Это значение высоты называется критическим и уста 

навливается производителем ЛА или двигателя . Если 

будет установлено, что давление наддува начинает 

снижаться ранее достижения критической высоты , необходимо 

провести осмотр двигателя и турбокомпрес 

сора , который должен выполнять квалифицированный 

техник по обслуживанию ЛА . 

Система зажигания 

Системы зажигания д вигателей с искровым зажиганием 

создают искру, которая воспламеняет воздушно-топливную 

смесь в цилиндрах. Такие системы 

состоят из следующих компонентов : 

магнето, свечи 

зажигания, провода высокого напряжения и выключате 

ль з ажигания (рис. 6-16). 

Магнето представляет собой постоянный электромагнит, 

который вырабатывает электрический ток абсолютно 

независимо от электросистемы ЛА. 

Оно генерирует 

достаточно высокое напряжение , чтобы создать 

искру в зазоре свечи зажигания каждого цилиндра. 

D 

D 

Верхние провода зажигания 

Нижние провода зажигания 

Верхние свечи 

зажигания 

Нижние свечи 

зажигания 

Л евое 

ма гн ето 

Правое 

магнето 

Рис. 6-16. Компоненты системы зажигания . 

147


Магнето начинает работать, когда стартёр включён , 

а коленчатый вал начинает вращаться , и продолжает 

функционировать , пока он не остановится. 

На большинстве сертифицированных ЛА установлена 

сдвоенная система зажигания с двумя отдельными магнето 

и независимыми наборами проводов и свечей зажигания. 

Это делается с целью обеспечить избыточность 

в случае отказа одного из магнето. Каждое магнето работает 

независимо от другого и питает одну из двух свечей 

зажигания в каждом цилиндре. Создание искры в обеих 

свечах ускоряет сгорание воздушно-топливной смеси и 

немного увеличивает мощность двигателя. 

При отказе 

одного магнето , другое сохраняет работоспособность. 

Двигатель продолжает работать в нормальном режиме , 

хотя возможно некоторое падение мощности двигателя . 

То же самое может произойти при отказе одной из двух 

свечей зажигания в цилиндре . 

Работа магнето контролируется из 

кабины пилота с 

помощью выключателя зажигания. Выключатель имеет 

пять положений: 

1. OFF (выключен). 

2. R (правое). 

3. L (левое). 

4. ВОТН (оба). 

5. START (пуск). 

Установка выключателя в положения L или R активи 

рует левое или правое магнето соответственно. При выборе 

положения ВОТН начинают работать оба магнето. 

Для обнаружения отказа одной из систем зажигания 

во время контрольного пуска двигателя перед взлётом 

пилот про веряет мощность двигателя с выключателем 

зажигания, установленным вначале в положение ВОТН, 

а затем L и R. Нормальным результатом является неболь 

шое снижение оборотов во втором и третьем случаях. 

Допустимый уровень снижения указан в руководстве по 

лётной эксплуатации или инструкции пилота для конкретного 

ЛА. Если при переключении на одно магнето 

двигатель глохнет или обороты пр евы шают допустимый 

предел , необходимо прекратить полёты на ЛА , пока про 

блема не будет устранена. Причиной этой проблемы 

может оказаться неисправная свеча зажигания , 

обрыв 

или короткое замыкание в проводке между магнето и 

свечами, либо несвоевременное срабатывание свечей. 

Следует заметить, что отсутствие падения оборотов не 

является нормой, и в этом случае также следует прекратить 

полёты на ЛА. 

После выключения двигателя переключатель зажигания 

необходимо перевести в положение OFF. Даже при 

главном сетевом выключателе и выключателе аккумулятора, 

находящихся в положении OFF, двигатель может 

запуститься и начать работать , 

если выключатель 

зажигания оставлен в положении ON и воздушный винт 

продолжает вращаться, поскольку магнето не нуждается 

во внешнем источнике электроэнергии . Такая ситуация 

чревата серьёзными травмами. 

Даже при выключателе зажигания в положении OFF, 

если заземляющий провод между магнето и выключателем 

зажи гания отсоединится или оборвётся, двигатель 

может случайно запуститься. Достаточно лишь, 

чтобы воздушный винт продолжал вращение и в одном 

из цилиндров осталось топливо. Если это прои зойдёт, 

единственный способ выключить двигатель - перевести 

рыч а г управления смесью в положение останова 

при малом газе . В дальнейшем необходимо пригласить 

для проверки системы квалифицированного техника 

по обслуживанию ЛА. 

Маслосистемы 

Маслосистема двигателя выполняет несколько важных 

функций: 

• смазка движущихся частей двигателя; 

• охлаждение двигателя путём снижения трения; 

• отвод тепла от цилиндров; 

• создание изолирующего слоя между стенками цилиндра 

и поршнем; 

• устранение загрязнений . 

Поршневые двигатели комплектуются маслосистемами 

двух ти пов: с мокрым и сухим картером. В системе 

с мокрым картером моторное масло , стекая с 

рабочи х поверхностей двигателя, остаётся в поддоне 

картера, являющегося интегральной частью двигателя. 

В системе с сухим картером моторное масло со 

держится в отдельном резервуаре, а его циркуляция по 

двигателю обеспечивается насосом (рис. 6-17). 

Главным компонентом маслосистемы с мокрым карте 

ром является маслонасос, который откачивает масло из 

поддона и направляет его в двигатель. После прохождения 

через двигатель масло снова оказыв ае тся в поддоне. 

В некоторых двигателях дополнительная смазка обеспечивается 

вращающимся коленчатым валом, разбрызги- _ 

вающим масло на рабочие поверхности двигателя. 

В маслосистеме с с ухим картером ма слонасос также 

создаёт давление моторно го масла, но источник масла 

расположен вне двигателя в отдельном масляном резервуаре 

. После того, как масло проходит через двигатель, 

насосы откачки отсасывают его из агрегатов двигателя 

и возвращают обратно в масляный резервуар. 

Маслосистемы с сухим картером обеспечивают дви 

гатель большим объёмом масла, чем системы с сухим 

картером, поэ т ому они более пригодны для использования 

в больших поршневых двигателях. 

Работу маслосистемы можно напрямую контролировать 

с помощью масляного манометра. Он отображает 

(в барах или фунтах на квадратный дюйм) давление 

масла, под ающегося к двигателю. Зелёная дуга на 

148


Крышка масляного фильтра 

и масляный щуп 

Отстойное масло и возвратное 

масло от предохранительного 

клапана 

Е=::1 Масло под давлением 

от маслонасоса 

Маслоотстойник 

Сетчатый фильтр 

низкого давления 

Маслонасос 

Сетчатый фильтр 

высокого давления 

Маслорадиатор 

Рис. 6-17. Маслосистема с мокрым картером . 

циферблате обозначает диапазон рабочих режимов , а 

красные метки - минимальное и максимальное значения 

давления. Во время пуска двигателя показания масляного 

манометра должны быть отличными от нуля. Для 

получения подробной информации обратитесь к руководству 

по лётной эксплуатации или инструкции пилота 

для конкретного ЛА. 

Температура масла в двигателе измеряется термометром 

масла . Зелёная дуга на циферблате обозначает диапазон 

рабочих режимов, а красная метка - максималь 

ную допустимую температуру. 

В отличие от давления, 

температура масла меняется достаточно медленно. Это 

особенно зам етно после запуска холодного двигателя, 

когда проходит несколько минут, прежде чем термометр 

масла отображает какие-либо изменения в температуре. 

При эксплуатации двигателя в условиях высокой или 

низкой температуры наружного воздуха необходимо периодически 

проверять температуру масла. Высокая температура 

масла может означать засор в маслопроводе, 

низкое качество масла, отказ масляного радиатора или 

неисправность термометра масла . Низкая температура 

может указывать на излишнюю вязкость масла в условиях 

холодной погоды. 

Доступ к крышке маслоналивной горловины и масляному 

щупу (для определения количества масла) обычно 

осуществляется через панель в капоте двигателя. Если 

количество масла не соответствует эксплуатационному 

уровню, рекомендованному прои зводителем , сле 

Рис. 6-18. При предполётном осмотре необходимо проверить 

уровень моторного масла в двигателе. 

максимально допустимом его количестве содержится в 

руководстве по лётной эксплуатации, инструкции пилота 

и таблицах, размещаемых возле эксплуатационной 

панели ЛА (рис . 6-18). 

Система охлаждения двигателя 

При сгорании топлива внутри цилиндров происходит 

интенсивное выделение тепла, большая часть кото 

рого вытесняется наружу через выхлопную систему. 

Оставшееся тепло необходимо также отводить или , по 

дует долить масло в ре з ервуар. Информация о типе используемого 

масла и его весе, 

а также о минимально и 

крайней мере, р ассеивать , в противном случае двигатель 

может перегреться. Чрезмерно высокая температура 

двигателя может привести к потере мощности, 

149


избыточному потреблению м асла , 

серьёзным повреждениям двигателя. 

детонации и даже 

В то время как внутреннее охлаждение двигателя 

обеспечивается маслосистемой , необходимо дополнительное 

охлаждение внешней его поверхности. 

Большинство лёгких ЛА имеют воздушное охлаждение, 

хотя встречаются варианты и с жидкостным 

охлаждением. 

При воздушном охлаждении воздух попадает в моторный 

отсек через отверстия в передней части капота 

двигателя. Направляемый дефлекторами, воздух обтекает 

рёбра цилиндров двигателя и другие его части, поглощая 

выделяемое тепло. 

Горячий воздух выводится 

наружу через одно или несколько отверстий в задней 

части капота двигателя (рис. 6-19). 

Дефлектор 

Цилиндры 


это может вести к существенным необратимым повреждениям 

, таким , как образование задирав на стенках 

цилиндров , разрушение поршней и поршневых колец, 

выгорание и деформация клапанов. Чтобы избежать перегрева 

двигателя, пилот должен тщательно следить за 

показаниями датчиков температуры. 

При нормальной эксплуатации ЛА, не оснащённого 

створками капота, температуру двигателя можно удерживать, 

меняя воздушную скорость или выходную мощность 

двигателя. Для снижения температуры двигателя 

необходимо увеличить воздушную скорость и/или 

уменьшить мощность. 

Термометр масла сигнализирует о росте температуры 

двигателя косвенным образом и с задержкой по 

времени. Тем не менее , его можно использоваться для 

определения температуры двигателя (при отсутствии 

иных средств). 

Большинство ЛА оснащены термометром головки 

блока цилиндров, который напрямую и без задержек отображает 

изменения температуры в цилиндрах. Шкала 

этого датчика обычно маркирована в градусах Цельсия 

или Фаренгейта, а диапазон рабочих температур обозначается 

зелёной дугой . Красной меткой на шкале термом 

етра выделена максимально допустимая температура 

головки блока цилиндров. 

В случае опасности перегрева головки блока цилиндров 

необходимо увеличить воздушную скорость ЛА, 

обогатить рабочую смесь и/или снизить мощность 

двигателя. Любая из этих мер позволяет уменьшить 

температуру двигателя. Если ЛА оборудован створками 

Канал в несъёмном 

Дефлектор 

капоте 

Ри с. 6-19. Охлаждение двигателя наружным воздухом. 

Наружный воздух попадает в моторный отсек через 

воздухозаборник позади втулки воздушного винта. 

Дефлекторы направляют его к наиболее горячим компонентам 

двигателя - прежде всего, к цилиндрам, которые 

снабжены рёбрами, увеличивающими площадь 

обтекаемой воздухом поверхности. 

Системы воздушного охлаждения менее эффективны 

во время руления на земле, уходов на второй круг и других 

периодов эксплуатации ЛА в режиме высокой мощности 

на малых скоростях. И напротив, при высокоскоростном 

снижении в двигатель поступает избыточный 

холодный воздух, который может резко охладить его и 

вызвать сбои в работе. 

Эксплуатация двигателя при температуре выше расчётной 

часто приводит к потере мощности, избыточному 

потреблению моторного масла и детонации. Также 

капота , 

их положение используется для контроля температуры 


Створки капота представляют собой 

подвижные заслонки, прикрывающие отверстия, 

через которые выходит горячий воздух. 

При холодном 

двигателе створки капота закрыты , ограничивая выход 

горячего воздуха и помогая повысить температуру 

двигателя. Если двигатель перегрет, створки капота открываются 

, увеличивая отток горячего воздуха и снижая 

температуру двигателя. 

Выхлопные системы 

Выхлопная система двигателя позволяет удалить отработанные 

газы за борт ЛА, а также обеспечивает 

отопление кабины и подогрев лобового стекла в целях 

борьбы с обледенением. Выхлопная система включает 

в себя присоединённый к цилиндрам выхлопной трубопровод 

, глушитель и теплообменник глушителя. 

Отработанные газы выталкиваются из цилиндра через 

выпускной клапан, а затем , пройдя через систему выхлопных 

труб, выбрасываются в атмосферу. 

Для отопления кабины используется наружный воздух, 

который всасывается через воздухозаборник и 

150


проходит сквозь теплообменник , окружающий глушитель. 

Проходя через глушитель , отработанные газы нагревают 

его, а он, в свою очередь, нагревает обтекающий 

его воздух. Затем нагретый воздух направляется 

в кабину для её отопления и борьбы с обледенением. 

Отопление и антиобледенительный подогрев контро 

лируются пилотом из кабины. 

Отработанные газы содержат моноксид углерода 

(угарный га з), который не имеет цвета и запаха. 

Моноксид углерода смертельно опасен для человека, и 

его присутствие практически невозможно обнаружить . 

Поэтому выхлопная система всегда должна оставаться 

в хорошем состоянии, без трещин и повреждений. 

электромагнитный клапан прекращает подавать питание 

на двигатель стартёра . Передача момен та от двигателя 

ЛА к пусковому двигателю исключается благодаря 

муфте сцепления на приводе стартёра, которая позволяет 

двигателю ЛА работать на больши х оборота х, чем 

пусковой двигатель (рис. 6-20). 

Внешнее 

силовое реле 

Иногда выхлопные системы оснащаются датчиком 

температуры выхлопных газов ( Т ВГ). Датчик передаёт 

данные ТВГ на индикатор на панели управления 

Стартёр 

пилотов. Датчик ТВГ измеряет температуру газов в 

выпускном коллекторе. 

Эта температура меняется в 

зависимости от соотношения во здух/т опливо в поступающей 

в цилиндры рабочей смеси и может выступать 

в качестве основы при определении состава смеси. 

Показания датчика ТВГ чре зв ычайно точно отражают 

состав воздушно-топливной смеси. Использование 

данных ТВГ для обеднения рабочей смеси позволяет 

снизить потребление топлива. Для подробной информации 

об обеднении рабочей смеси обратитесь к рекомендациям 

производителя . 

Замыкатель 

аккумулятора 

(электромагнит) 

Замыкатель 

стартёра 

Система пуска 

В большинстве лёгких самолётов используются системы 

стартёра прямого запуска . Эти системы состоят 

А 

L 

т 

Выключатель зажигания 

из источника электроэнергии, электропроводки, переключателей 

и электромагнитных клапанов, 

управляющих 

стартёром и пусковым двигателем. Стартёры 

большинства ЛА автоматически включаются и выключаются, 

но встречаются более старые системы , в которых 

стартёры включаются вручную рычагом, расположенным 

в кабине пилота. Стартёр запускает маховик, 

раскручивая двигатель до скорости, позволяющей ему 

запуститься и начать работу. 

Электроэнергия для за пуска обычно поступает из 

бортового аккумулятора, но может быть получена и 

от внешнего источника че ре з наружный кабель. Когда 

выключатель аккумулятора переведён в положение ON 

(«вкл .»), электричество начинает поступать в главную 

силовую шину через электромагнит аккумулятора. 

И стартёр, и переключатель стартёра питаются от 

главной силовой шины, но стартёр не начинает работать, 

пока электромагнитный клапан, напряжение 

на который подаётся переключателем стартёра , не 

будет переведён в положение START («пуск»). Когда 

переключатель стартё р а выведен из положе ния START, 

Рис. 6-20. Типовая пусковая цепь . 

Во время з апуска двиг ат еля необходимо строго 

соблюдать 

правила безопасности. Одно из наиболее 

важных правил - исключить нахождение кого -либо 

побли з ости от воздушного винта . Помимо этого, колёса 

шасси должны быть заблокированы, а тормоза 

включены , чтобы избеж ать опасностей, связанных с 

непреднамеренным движением. В целях недопущения 

повре жде ния воздушного винта и прилегающей территории 

ЛА должен находиться в месте , где вращение 

во здушного винта не может поднять в воздух гравий 

или песок. 

Сгорание 

При нормальном сгорании воспламенение воздушнотопливной 

с м еси происходит в управляемом и предсказуемом 

режим е. В двигателях с искровым зажиганием 

этот процесс занимает долю секунды. Рабочая смесь 

воспламеняется в точке , где свеча з ажигания создаёт 

151

Энцик л о п едия пилота 

искру, а затем область горения расширяется, пока вся 

смесь не выгорит. При таком сгорании обеспечивает 

плавный рост температуры и давления, а расширяющи 

еся газы создают максимальную нагрузку на поршень 

как раз в нужный момент рабочего хода (рис . 6-21). 

ис п ользуйте обогащённую рабочую смесь и не доп 

ускайте подъёма под большим углом, чтобы улуч 

шить охлаждение цилиндров; 

• избегайте продолжительных крутых наборов вы 

соты на высокой мощности; 

• выработайте привычку постоянно следить за по 

казанием датчиков двигателя, чтобы контролировать 

его надлежащую работу в соответствии с ре 

Н ормальное сгорание 

Взрывное сгорание 

коменда ц иями производителя. 

Преждевременное зажигание происходит, если воз 

душно - то пливная смесь воспламеняется раньше, чем 

срабатывает штатная система зажигания двигателя. 

Причиной преждевременного возгорания обычно является 

наличие в камере сгорания остаточной горячей 

области, часто возникающей из - за слоя нагара на свече 

зажигания, трещине в изоляторе свечи или поврежде 

ния ц илиндра. П овреждённые области подвержены из 

быточному на г реву, который способен воспламенить 

рабочую смесь. Преждевременное зажигание приво 

Рис. 6-21. Нормальн ое сгора н ие и взрыв н ое с горание. 

дит к потере мощности двигателя и вызывает его перегрев. 

Как и детонация, преждевреме н ное зажигание 

може т вызвать существенные повреждения двига 

Детонация - это неуправляемое, взрывное возго 

рание воздушно-топливной смеси в камере сгорания 

цилиндра. Она приводит к перегреву и избытку давления, 

которые, если их не устранить, могут быстро 

п ривести к отказу порш ня, цилиндра или кла п анов. 

При меньшей интенсивности детонация вызывает 

перегрев двигателя, его неуравновешенность или по 

терю мощности. 

Детонация характеризуется высокой температурой 

головки блока цилиндров и чаще всего п роисходит, 

когда двигатель работае т в режиме высокой 

мощности . Детонация обычно возникает по следую 

щ им причинам: 

• использование топлива более низкого сорта, чем 

предусматривается п роизводителем ЛА; 

• эксплуатация двигателя при очень высоком давлении 

наддува в сочетании с достаточно низкой частотой 

вращения; 

• эксплуата ц ия двигателя в режиме высокой мощности 

при очень обеднённой рабочей смеси; 

• длительная работа двигателя на земле или во 

время крутого набора высоты, в условиях недоста 

точного охлаждения цилиндров. 

Детонации можно избежать, если придерживаться 

следующих основных правил: 

• убедитесь, что сорт используемого топлива соответствует 

предусмотренному; 

• при эксплуатации двигателя на земле оставляйте 

створки капота полностью открытыми, чтобы обеспечить 

максимальное охлаждение двигателя; 

• во время взлёта и первоначального набора высоты 

теля, поскольку расширяющиеся газы создают избы 

точное давление на поршень, который ещё находится 

в такте сжатия. 

Детонация и преждевременное зажигание часто про 

исходят одновременно, и одно может стать причиной 

другого . Поскольку и то, и другое явление приводят к 

перегреву двигателя, сопровождающемуся падением 

его производительности, часто бывает сложно отличить 

одно от другого. 

В целях снижения вероятности 

возникновения детонации или преждевременного зажигания 

всегда испол ь зуйте топливо р екомендован 

ного сорта и эксплуатируйте двигатель в допустимом 

диапазоне температур, давлений и частоты вращения. 

Автономная цифровая система управления 

двигателем (FADEC) 

Автономная цифровая система управления двигателем 

(Full Authority Digital Engine Control, FADEC) состоит из 

цифрового компьютера и дополнительных компонентов, 

управляющих дви г ателем и воздушным винтом 

ЛА. В п ервые такие системы были использованы на са 

молётах с газотурбинными двигателями и носили на 

звание «автономные ц ифровые системы электронного 

управления» . В настоящее время они всё чаще применяются 

и на ЛА с поршневыми двигателями. 

FADEC поршневого двигателя с искровым зажига 

нием отслеживает (с помощью дат ч иков скорости, 

давления и температуры) состояние всех цилиндров 

двигателя. Цифровой компьютер рассчитывает иде 

альный цикл для каждого инжектора и устанавливает 

152


время зажигания таким образом, чтобы обеспечить 

оптимальную производительность двигателя. В дизельных 

двигателях FADEC работает аналогичным образом 

и выполняет те же функции, за исключением непосредственно 

связанных с особенностями искрового 

зажигания. 

Системы FADEC устраняют необходимость контроля 

работы магнето, температуры карбюратора и состава 

рабочей смеси, а также обеспечивает впрыск дополнительного 

топлива при запуске двигателя. На ЛА, 

оснащённых системой FADEC, в кабине пилота из органов 

управления двигателем обычно присутствует 

единственная ручка газа. Пилот просто устанавливает 

ручку в желаемый режим, например, «пуск», «холо 

стой ход», 

«крейсерская мощность» или «максимальная 

мощность», а система FADEC автоматически регулирует 

двигатель и воздушный винт в соответствии с 

установленным режимом. Пилоту нет необходимости 

контролировать или проверять состав рабочей смеси. 

Во время запуска FADEC впрыскивае т топливо в цилиндры, 

регулирует рабочую смесь и устанавливает газ 

в соответствии с температурой двигателя и атмосферным 

давлением. Во время крейсерского полёта FADEC 

непрерывно отслеживает работу двигателя и регулирует 

подачу топлива и цикл зажигания (для каждого 

цилиндра в отдельности). Такая точность в управлении 

процессом сгорания часто приводит к снижению по 

требления топлива и увеличению мощности двигателя . 

FADEC считается важнейшей частью системы уп рав 

ления двигателем и воздушным винтом и обычно питается 

от главной электросистемы ЛА. В некоторых ЛА 

источником пи т ания FADEC является отдельный ге 

нератор, соединённый с двигателем. В любом случае, 

должен быть предусмотрен запасной источник энергии, 

поскольку отказ системы FADEC может привести к 

полной потере тяги. Для предотвращения потери тяги 

обычно обеспечивается избыточность через наличие 

двух отдельных идентичных цифровых каналов, каждый 

из которых может без каких-либо ограничений 

обеспечить управление всеми функциями двигателя и 

воздушного винта. 

Газотурбинные двигатели 

Авиационный газотурбинный двигатель состоит из 

воздухозаборника, компрессора, камеры сгорания, турбинной 

секции и выхлопной системы. Тяга создаётся за 

счёт увеличения скорости воздуха, проходящего через 

двигатель. 

Газотурбинные двигатели ш ироко рас п ространены 

в авиации. Они характеризуются плавной 

работой и высоким кпд; кроме того, они используют 

легкодоступный авиа ц ионный керосин . Вплоть до 

недавнего времени использование газотурбинных 

двигателей в 

малой авиации было экономически нецелесообразным. 

Благодаря последним дост ижениям 

в проектировании и производстве авиадвигателей 

ситуация изменилась. Сегодня целый ряд авиапроизводителей 

уже выпускают или планируют начать вы 

пуск лёгких газотурбинных самолётов. Эти небольшие 

самолёты обычно вмещают от трёх до семи пассажиров 

и носят название «сверхлёгкие реактивные самолёты» 

(very lightjets, VLJ) (рис. 6-22). 

Рис. 6-22. Сверх л ёrкий реакти вный самол ёт «Экл и п с 500». 

Типы газотурбинных двигателей 

Газотурбинные двигател и классифицируются по типу 

компрессоров, которые они используют. Существует 

три типа компрессоров - центробежные, осевые и 

цен т робежно - осевые. В двигателе с центробежным 

компрессором сжатие входящего воздуха достигается 

ускорением воздушного потока в направлении, перпендикулярном 

продольной оси двигателя. В двигателе 

с осевым компрессором воздух сжимается набором 

вращающихся и неподвижных лопа стей, которые перемещают 

его параллельно продольной оси. В двигателях 

с центробежно - осевым компрессором для сжатия воздуха 

используются оба типа компрессоров. 

Другая классификация газотурбинных двигателей 

основывается на способе вырабатывания энергии. По 

этому признаку дви г атели подразделяются на четыре 

типа - турбореактивные, турбовинтовые, турбовентиляторные 

и турбовальные. 

Турб о реакти вные дв и гател и 

Турбореактивный дви г атель состоит из четырёх 

узлов: компрессора, камеры сгорания, турбинной 

секции и выхлопной системы. Компрессор обеспечи 

вает поступление воздуха на высокой скоро ст и в ка 

меру сгорания. 

Камера сгорания содержит патрубок 

153


Воздухозабор ник Инжектор топлива Турбина Горячие газы 

Компрессор 

Камера сгорания 

Сопло 

Рис . 6-23. Турбореактивный двигатель. 


Редуктор 

Камера сгорания 

Выхлопная труба 

L 

Инжектор 

Турб и на 

Рис. 6-24. Турбовинтовой двигатель. 

под вода топлива и запальное устройство, воспла 

меняющее рабочую смесь. Расширяющийся воздух 

вращает турбину, которая находитс я на том же валу, 

что и компрессор, и обеспечивает работу двигателя . 

Выхлопные газы выбрасываются из двигателя с 

ускорением , создавая тягу. Таки м образом, основной 

принцип работы т у рбор еактивного двигателя 

следующий: воздух с жимается; 

воспламеняется воздушно-топливная 

смесь; выделяется энер гия для поддержания 

работы двигателя; выхлопные газы создают 

движущую силу (рис. 6-23). 

Продолжительность работы и срок эксплуатации 

турбореактивных двигателей невелики. Кроме того, 

Понижаю щая передача является обязательным узлом 

турбовинтового двигателя, поскольку оптимальная 

производит ельность воздушного винта достигается 

на гораздо меньших угловых скоростях, чем у турбины 

такого двигателя. Турбовинтовые двигатели являются 

промежуточным конструктивным решением между 

ту рбор еактивными и поршневыми силовыми установками 

. 

Турбовинтовые двигатели наиболее эффективны 

на скоростях от 400 до 650 км/ч и высотах от 5,5 

до 9 км . Они имеют высокий кпд при малых скоростях, 

необходимых для взлёта и посадки , а также очень экономичны. 

Минимальный удельный расход топлива 

турбовинтового двигателя обычно достигается на высотах 

от 7,5 км (рис . 6-24). 

при низких скоростях вращения компрессора они медленно 

реагируют на движение ручки г аза. 

Турбовинтовые двигатели 

Турбовинтовой двигатель - это газотурбинный 

двигатель , кото рый вращает воздушный винт, соединённый 

с ним через понижающую передачу (редуктор). 

Выхлопные газы вращают силовую турбину, 

установленную на одном валу с блоком редуктора. 

Турбовентиляторные двигатели 

Турбов ентиляторные двигатели были созданы с целью 

объединить преимущества турбореактивных и 

турбовинто вых двигателей. В турбовентиляторных 

двигателях вторичный воздушный поток направляется 

в обход камеры с горания с целью увеличения тяги. 

Воздух второго контура создаёт дополнительную тягу, 

154



Туннельный 

вентилятор 

Инжектор Турбина Горячие газы 

г 

Вторичный 

воздушный поток 

Компрессор 

камера сгорания 

Сопло 

Рис. 6-25. Турбовентиляторный двигатель. 

камера 

Воздухозаборник Компрессор сгорания 

Выхлопная 

труба 

Приводной 

вал 

Рис. 6-26. Турбовальный двигатель. 

Силовая 

турбина 

охлаждает двигатель и снижает шум выхлопа . Это позволяет 

обеспечить крейсерскую скорость, близкую к 

скоростям ЛА с турбореактивными двигателями, и при 

этом снизить потребление топлива. 

При прохождении через турбовентиляторный двигатель 

входящий воздух обычно разделяется на два потока. 

Пер вый поток проходит через внутренний контур 

двигателя, в то время как второй огибает его. Из-за наличия 

двух воздушных потоков такие двигатели часто 

называют двухконтурными. Отношение мас сы воздушного 

потока , проходящего через вентилятор, к массе 

потока, идущего через внутренний конту р двигателя, 

называется степенью двухконтурности турбовентиляторного 

двигателя (рис. 6-25). 

Турбовальные двигатели 

Четвёртый тип газотурбинных двигателей - турбовальные 

(рис. 6-26). В ни х создаваемая энергия расходуется 

на вращение вала, на котором располагается 

не воздушный винт, а какой-либо другой компонент. 

Главное отличие турбореактивных двигателей от 

турбовальных в том, что в последних основная часть 

энергии, создаваемая расширением газов, направляется 

на вращение турбины, а не на производство тяги. 

Турбовальные газотурбинные двигатели ис 

пользуются во многих вертолётах . Помимо этого, 

ту рбо вальные двигатели зачастую применяются в 

качестве вспомо гательны х силовых установок на 

больших самолётах. 

Приборы контроля над газотурбинными двигателями 

Приборами контроля над двигателем, отображающими 

давление и температуру моторного масла, скорость 

вращения, температуру отработанных г азов и 

расход топлива, комплектуются как газотурбинные, 

так и поршневые двигатели. Однако существуют при 

боры, устанавливаемые только на газотурбинные двигатели. 

Эти приборы отображают степень повышения 

давления в двигателе, давление газов за турбиной и 

крутящий момент. Помимо этого, большинство газотурбинных 

двигателей оснащается температурными 

датчиками, называемыми термопарами, которые обеспечивают 

пилота информацией о температуре внутри 

турбинной секции и возле неё. 

155


Степень повышения давления в двигателе (СПд) 

Измеритель момента (торсиометр) 

Датчик степени повышения давления в двигателе 

(СПД) 

используется для измерения полезной мощности 

турбореактивного или турбовентиляторного двигателя 

. СПД - э то соотношение давлений в выходном 

патрубке турбины и во впускном отверстии компрессора. 

Измерение давления производится датчиками, 

установленными в воздухозаборнике двигателя и у 

выхлопной трубы. 

Собранные данные направляются 

в дифференциальный преобразователь давления, который 

выводит их на индикатор СПД на контрольном 

пульте пилот а. 

Системы измерения СПД автоматически учитывают 

влияние воздушной скорости и высоты на отображаемые 

данные. 

При изменении температуры окружающего 

воздуха в данные индикатора СПД необходимо 

внести поправку, учитывающее это изменение. 

Температура выхлопных газов (ТВГ) 

Температура турбинной секции является ограничивающим 

фактором для газотурбинных двигателей. 

Необходимо постоянно отслеживать эту температуру, 

чтобы не допустить перегрева лопастей т урбины и других 

узлов вы хлопной секции. Наиболее распространённый 

способ мониторинга температуры т урбинной секции 

состоит в использовании датчика ТВГ. ТВГ - это 

эксплуатационный предел двигателя, позволяющий 

контролировать его общее состояние . 

Различные виды систем измерения ТВГ нося т названия, 

связанные с расположение температурных дат 

чиков. Среди них датчики температуры воздухозаборника 

и выходного патрубка турбины, промежуточной 

температуры турбины , температуры газа в турбине. 

Полезная мощность турбовинтового и турбовального 

двигателей измеряется торсиометром (и змерителем 

крутящего момента). Крутящий момент - это 

скручивающая сила , приложенная к валу двигателя. 

Торсиометр измеряет усилие, приложенное к валу. Это 

наиболее важный показатель производительности двигателя, 

поскольку задачей турбовинтовых и турбовальных 

двигателей, в сущности, и является создание крутящего 

момента для вращения воздушного или несущего 

винта. Шкалы торсиометров размечаются в процентах, 

Ньютонах на мм, фунтофутах или фунтах на дюйм. 

Индикатор N 1 

N выражает угловую скорость компрессора низкого 

1 

давления и отображается на индикаторе в процентах 

от расчётной угловой скорости. После запуска скорость 

вращения компрессора низкого давления определяется 

угловой скоростью ротора турбины N . 1 

Причина 

этого в том , что ротор N 1 

располагается на том же валу, 

что и компрессор низкого давления. 

Индикатор N 2 

N 2 

выражает угловую скорость компрессора высокого 

давления и отображается на индикаторе в процентах 

от расчётной угловой скорости . Скорость вращения 

компрессора низкого давления определяется угловой 

скоростью ротора турбины N 2 

• Ротор N 2 

располагается 

на том же валу, что и компрессор высокого 

давления (рис. 6-27). 

Общие замечания по эксплуатации 

газотурбинных двигателей 

В силу большого разнообразия газотурбинных двигателей 

описать особенности эксплуатации каждого 

конкретного двигателя не представляется возможным. 

Тем не менее, существуют общие факторы, единые для 

всех газотурбинных двигателей. К таким факторам 

относятся : температурные пределы, повреждение инородным 

телом, «горячий запуск», срыв потока в компрессоре 

и срыв пламени. 

Температурные пределы двигателя 

Приводной вал компрессора низкого давления 

Рис. 6-27. Двухкаскадный осевой компрессор . 

Из всех узлов любого газотурбинного двигател я до наи 

большей температуры разогревается впускной патрубок 

турбины. Поэтому температура на впуске турбины 

является ограничивающим фактором при эксплуатации 

га зотурбинного двигателя. 

156


Колебания тяги 

Если д вигател ь после зажи га ния не набирает достаточн 

ую скорость вр а щения и ли не в ходи т в режим 

Сила тяги, создаваемая газотурбинным двигателем , 

напрямую зависит от плотности воздуха. При уменьшении 

плотности воздуха падает и тяга . Кроме того, 

поскольку плотность воздуха снижается с повышением 

холостого хода, это называется «ложным запуском ». 

Ложный з апуск может быть вызван недостаточной 

пусковой мощностью или неисправностью системы подачи 

топлива . 

его температуры, рост температуры также приводит 

к падению тяги . Хотя и г а зотурбинные, и поршневые 

двигатели до некоторой степени подвержены воздействию 

высокой относительной влажности, в газотурбинных 

двигателях это вы зывает не з н ачительное падение 

тяги , в то время как в поршневых - существенное 

пад е ние мощности. 

Повреждение инородным телом (ПИТ) 

В силу конструкции и принципа работы воздухозаборника 

газотурбинного двигателя всегда существует 

опасность всасывания в него посторонни х предметов . 

Это м ожет вызвать значительные пов реждения, прежде 

всего , в секциях компрессора и турбины. Когда 

происходит всасывание посторонних предметов в 

воздухозаборник , это называется «повреждение инородным 

телом » (ПИТ). Типичные ПИТ представляют 

собой вмятины и зазубрины, являющиеся результатом 

всасывания мелких объектов со стоянки, рулёжной дорожки 

или взлётно-посадочной полосы. Помимо этого, 

бывают ПИТ, вызванные столкновени е м с птицей или 

всасы ва нием в воздухо з аборник л ьда. В некоторых 

случ а я х ПИТ может пр и вести к полном у разрушению 

д в игателя. 

Предотвращение ПИТ является высокоприоритетно й 

задачей . Воздухозаборники некоторых двигателей при 

наземной эксплуатации имеют скл онность к созданию 

зави хрений между корпусом ЛА и з емлёй. На таки х 

Срыв потока в компрессоре 

Лопасти компрессора являются маленькими аэродинамическими 

поверхностями и подчиняются тем 

же принципам аэродинамики, что и любое другое 

крыло. Лопасть компрессора имеет угол атаки, определяющийся 

скоростью в ходящего воздуха и угловой 

скоростью компрессора. Две эти силы в совокупности 

создают вектор, который определяет действительный 

угол атак и лопасти к набегающему во здушному потоку. 

Срыв потока в компрессоре - э то нарушение равновеси 

я м ежду двумя составляющими у казанного 

вектора : с кор о стью входя щего воздух а и угловой скорости 

ком п рессора. Срыв потока происходит , когда 

угол атаки лопастей компрессора превышает критический. 

В этот момент пла в ность воздушного потока 

нарушае т ся и возникает турбулентность с перепадами 

давления . Срыв потока приводит к тому, что движение 

воздух а в компрессоре замедляется или вообще 

прекращается, а иногда даже меняет направление на 

противоположное (рис . 6-28). 

Нормальный воздушный поток 

в воздухозаборнике 

двигателях должен устанавливаться рассеиватель завихрений. 

С созданием завихрений можно бороться 

другими способами , например, путём установки экранов 

или дефлекторов. Предполётный осмотр ЛА должен 

включать в себя визуальную проверку на предмет отсутствия 

пит. 

Деформированный воздушный 

поток в воздухоза!fоJ')нИке 

Горячий/ложный запуск газотурбинного двигателя 

Когда температура выхлопных газов превышает 

гр а ницу безопасности ЛА , двигатель входит в режим 

так называемого «горячего запуска » . Это может быть 

вызвано поступлением в камеру сгорания избыточного 

топлива или недостаточной скоростью вращения 

турбины. Для получения информации о действиях в 

случае « горячего запуска » двигателя обратитесь к 

руководству по лётной эксплуат а ции или инстр у к 

ции пилота . 

Рис. 6-28. Сравнение нормального и деформированного 

воздушного потока в секции компрессора . 

Срывы потока в компрессоре могут быть временными 

и периодическими или постоянными и сильными. На 

возникновение временны х/периодических срывов 

потока обычно указывают периодические «хлопки», 

связанные с обратным вы хлопом и обращением пото 

ка. Если срыв потока становится постоянным, непреры 

в ное обр ащение по тока может привес т и к сильной 

157


вибрации и громкому гулу двигателя. Индикаторы 

панели управления пилотов часто не реагируют на 

слабый или временный срыв потока в компрессоре, но 

сильный срыв обязательно будет отображён. Обычно 

индикаторы показывают скачки в оборотах двигателя 

и повышение температуры выхлопных газов. В большинстве 

случаев временные срывы потока не наносят 

вреда двигателю и часто прекращаются сами собой. 

И напротив, постоянный срыв потока чрезвычайно 

опасен для двигателя. Для его устранения необходимо 

быстро сбросить мощность, уменьшить угол атаки ЛА и 

увеличить воздушную скорость. 

Хотя все газотурбинные двигатели в той или иной 

При знаки срыва пламени обычно такие же, как и при 

отказе двигателя. Если срыв пламени связан с временным 

фактором (например, с несоответствием между 

подачей топлива и скоростью вращения двигателя), после 

прекращения действия этого фактора необходимо 

попытаться осуществить за пуск двигателя в воздухе. В 

любом с лучае, пилот должен следовать соответствующей 

аварийной процедуре, описанной в руководстве по 

лётной эксплуата ции или инструкции пилота. Обычно 

в этих документах указываются рекомендованная 

высота и воздушная скорость, на которых вероятность 

успешного запуска двигателя в воздухе наиболее 

велика . 

степени подв ержены срыву потока в компрессо ре , 

большинство м оделей комплектуются системами, которые 

предотвращают его. В одной из разновидностей 

таких систем используются поворотная регулируем ая 

лопатка входного направляющего аппарата и поворотные 

лопатки статора , направляющие входящий воздух 

на лопасти ротора под необходимым углом . Для предотвращения 

срыва потока в компрессоре э ксплуатируйте 

ЛА в границах безопасности, установленных производителем. 

При возникновении срыва потока в компрессоре 

, следуйте процедурам, изложенным в руководстве 

по лётной эксплуатации или инструкции пилота. 

Срыв пламени 

Срыв пламени в газотурбинном двигателе происходит 

тогда , когда горение в нём самопроизвольно прекращается. 

Пл амя в камере сгорания может погаснуть, 

если пред ел обогащения рабочей смеси окажется превышенным. 

Такую ситуацию часто называют «срыв 

пламени при обогащённой смеси». Обычно она вызвана 

слишком быстрым ускорением двигателя , при 

котором в него поступает излишне обогащённая рабочая 

смесь, 

что приводит к падению те мпературы 

топлива ниже границы воспламенения. Другой причиной 

может стать недостаточный приток воздуха в 

камеру сгорания. 

Более часто срыв пламени возникает вследствие низкого 

давления топлива и малой скорости двигателя, что 

обычно происходит во время высотных полетов. Такая 

ситуация может произойти и из-за сброса г аза во время 

снижения. В этом случае возникает срыв пламени при 

обеднённой смеси. Обеднённая рабочая смесь часто 

ведёт к гашению пламени , даже если приток воздуха 

соответствует норме. 

К срыву пламени также может привести прекращение 

подачи топлива в двигатель . Это бывает связано с 

продолжительным полётом на непредусмотренной высоте 

, неисправностью топливной системы, турбулентностью, 

обледенением или выработкой запаса топлива. 

Сравнение характеристик двигателей 

Проведём сравнение характе ристик поршневых двигателей 

и различных типов газотурбинных двигателей. 

Для того, чтобы сравнение было точным , при оценке 

мощности будем использовать тяговую (полезную) 

мощность (а не эффективную мощность) для поршневых 

двигателей и чистую тягу для газотурбинны х двигателей. 

Кроме того, будем сравнивать ЛА при мерно 

одной конструкции и размеров. 

При сравнении характеристик 

двигателей будем использовать следующие 

термины: 

• Эффективная мощность (ЭМ) - 

мощность, измеренная 

на выходном валу двигателя. Эффективная 

мощность является действительной полезной мо щ 

ностью двигателя. 

• Чистая тяг а - тяга, создаваемая турбореактивным 

или турбовентиляторным двигателем. 

• Тяго вая мощность (ТМ) - мощность, эквивалентная 

тяге, создаваемой турбореактивным или тур 

бов ен тиляторным двигателем. 

• Эквивалентная мощность на валу (ЭМВ) - 

применительно к т урбо винтовы м двигателям - 

сумма мощности на валу (МВ), пер еданной 

на воздушный винт, и ТМ, создаваемой 

выхлопными газами. 

На рис. 6-29 показано изменение чистой тяги, создаваемой 

двигателями четырёх типов 

при ув еличении 

воздушной скорости. Графики приводятся исключительно 

с иллюстративными целями и не имеют отношения 

к конкретным моделям двигателей. Кривые на 

графике соответствуют четырём типам двигателей, 

а именно: 

• поршнев ому; 

• турбовинтовому (сочетание газотурбинного двигателя 

и возду шного винта); 

• турбовентиляторному (газотурбинный двигатель, 

снабжённый вентилятором); 

• турбореактивному . 

158

Глава 6. Авиацион ны е системы 

1 

-н-j 

н-+-t--+е-+н- ' ++ 

11 ' 1 ' 1 1 ;1 1 ! ,! 1 

.,........_ \' О- поршневой - 

[ I, I I 

............ 

1 

) О - Турбовинтовой · 1 · ! . 

1 : : j ' ; 1 1 

' 

1 

-турбовентиляторны · 

~ 1 , 1 I 1& 1 ti i!I li' 

1 

11 i 11 11 

т ~ - г " Ту~ бореакm : н~й : 1 

Системы планера ЛА 

Топливная, электрическая , гидравлическая и кислородная 

системы представляют собой системы 

планераЛА. 

Топливные системы 

Задачей топливной системы является обеспечение 

непрекращающегося притока чистого топлива из топливных 

баков в двигатель. Топливо должно поступать 

в двигатель вне зависимости от его мощности, высоты 

полёта , положения самолёта в воздухе и при любых 

разрешённых полётных м анёврах. В малой авиации 

распространены топливные системы двух типов: безнапорные 

и насосные. 

Воздvшная скооость 

Рис. 6-29. Чистая тя га двигателя в зависимости от воздуш ной 

скорости и лобового сопротивления . Значение точек A-F объ яс н яется 

в тексте ниже . 

График кривых мощности позволяет провести сравнение 

максимальной воздушной скорости ЛА в зависимости 

от типа двигателя, которых на них установлен. 

Поскольку график приводится исключительно в целях 

сравнения характеристик, численные значения чистой 

тяги , 

воздушной скорости и лобового сопротивления 

на нём отсутствуют. 

На основании графика можно сде л ать следующие 

выводы. В диапазоне скоростей левее вертикальной 

прямой А поршневой двигатель по эффективности превосходит 

другие три типа двигателей. Турбовинтовой 

двигатель превосходит турбовентиляторный в диапазоне 

левее прямой С и турбореактивный - в диапазоне 

левее прямой F. Турбовентиляторный двигатель превосходит 

поршневой в диапазоне правее прямой В и 

турбовинтовой - правее прямой С. Турбореактивный 

двигатель превосходит поршневой в диапазоне правее 

правее Е, и турбовентиля 

прямой D, турбовинтовой - 

торный - правее F. 

Точки , в которых кривая лобового сопротивления 

пересекает кривые чистой тяги, 

представляют собой 

максимальные скорости ЛА с соответствующими дви 

гателями. Проведя через каждую точку пересечения 

вертикальную прямую до горизонтальной координаты 

графика, можно увидеть, что ЛА с турбореактивным 

двигателем может достичь большей максимальной 

скорости , чем ЛА с другими типами двигателей. ЛА с 

турбовентиляторным двигателем может достичь большей 

максимальной скорости , чем ЛА с турбовинтовым 

или поршневым двчгателем . 

Безнапорные системы 

В безнапорных системах для переноса топлива из баков 

в двигатель используется сила тяжести. Например, на 

самолётах с высокорасположенным крылом топливные 

баки размещаются в крыльях . В результате они оказываются 

выше карбюратора, и топливо под собствен 

ным весом поступает в систему и в карбюратор . Если 

конструкция самолёта не позволяет использовать силу 

тяжести для переноса топлива, в систему уста н авливаются 

топливные насосы . Например, в самолётах с низ 

корасположенным крылом крыльевые топливные баки 

находятся ниже карбюратора (рис . 6-30). 

Насосные системы 

ЛА с топливонасосной системой имеет два топливных 

насоса: главный насос (с приводом от двигателя) и 

вспомогательный (с электроприводом), который используется 

при за п уске двигателя и в случае отказа 

основного. Вспомогательный насос, также называемый 

бустерным, создаёт избыточность в целях повышения 

надёжности топливной системы. Вспомогательный 

насос с электроприводом управляется с помощью выключателя 

на панели управления. 

Помпа подкачки 

Как безнапорные, так и насосные системы могут 

комплектоваться помпой подкачки. Функция помпы 

подкачки - извлечь топливо из баков и распылить 

его напрямую в цилиндры перед запуском двигателя . 

При холодной погоде запуск двигателя затруднён, поскольку 

при низкой температуре полное распыление 

топл и ва в карбюраторе невозможно . Помпа подкачки 

позволяет решить эту проблему. Если помпа подкачки 

159

Энциклопедия пил ота 

крышку или патрубок , 

выступающий из поверхности 

крыла. Топливный бак снабжён спускным отверстием, 

которое может быть отдельным или объединяется с 

дренажным отверстием бака. Благодаря этому при 

расширении топлива с повышением температуры бак 

останется неповреждённым. Если бак наполняется в 

Вентиляционная 

труба 

жаркий день , часто можно видеть, как топливо выливается 

из сп ускн ого отверстия. 

Топливомеры 

Электронасос 

Карбюратор 

Воспламенитель 

Топливомеры отображают количество топлива в каждом 

баке, измеренное в литрах, галлонах или фунтах . 

Правила сертификации ЛА требуют от топливомера 

абсолютной точности только при индикации ЕМРТУ 

(«пустой »). Любые другие показа ния топливомера 

должны перепроверяться. Нельзя полностью полагаться 

на точность топливомеров. В ходе предполётного 

осмотра необходимо проверить уровень топлива 

в каждом баке и сравнить его с соответствующи ми показаниями 

топливомера . 

Если топливная система укомплектована топливным 

насосом, на приборной панели присутствует также 

манометр давления топлива, отображающий давление 

в топливопроводе. Значение нормального эксплуатационного 

давления для конкретного ЛА указ ывается в 

руководстве по лётной эксплуатации или инструкции 

пилота . Оно также может быть н анесено на шкалу прибора 

в виде цветной маркировки. 

Переключатель топливных баков 

Левый 

топливный бак 

Рис. 6-30. Безна п ор н ая и топливонасосная системы. 

Правый 

топливный бак 

не используется, необходимо зафиксировать ручку 

управления помпой. Если ручка не зафиксирована, 

она может случайно переместиться от вибрации, что 

приведёт к чрезмерному обогащению рабочей смеси. 

Чтобы избежать перезаливки при использовании 

помпы подкачки, обратитесь к 

инструкции по эксплуатации 

ЛА . 

Топливные баки 

Топливные баки обычно размещаются в крыльях 

самолёта и имеют наливное отверстие в верхней 

части крыла, через которое в них заливается топливо. 

Отверстие закрывается наливной крышкой. 

Топливные баки вентилируются наружным воздухо м, 

чтобы внутри них сохранялось давление, равное атмосферному. 

Они могут продуваться через наливную 

Кла пан переключателя топливных баков позволяет 

установить , от какого бака топливо будет поступать 

в двигатель. Обычно переключатель бывает четырёхпозиционным, 

т.е. имеет четыре положения : LEFT 

(левый) , RIGHT (правый), ВОТН (оба) OFF (откл.). При 

выборе одного из положений LEFT или RIGHT топливо 

поступает только из одного (соответствующего) бака, а 

при выборе ВОТН - из обоих баков. Положения LEFT 

и RIGHT используются для выравнивания уровня топлива 

в обоих крыльевых баках (рис . 6-31). 

Надписи на шкале переключателя указывают на 

ограничения в использовании того или иного положения. 

Наприме р , рядом с положениями LEFT и RIGHT 

указано «level flight only» («только при горизонтальном 

полёте ») , а рядом с положе нием ВОТН - «landing» и 

«takeoff» («посадка» и «взлёт»). 

Вне зависимости от того , 

в каком положении находится 

переключатель , необходимо тщательно отслеживать 

расход топлива , не допуская полной выработки 

топлива в баке . Полная вы работка топлива в одном 

из баков п риведёт не только к остановке двигателя. 

160

• 

oFFB0TH ~д 

~~~:vG~T38fAlд1']'~?'Nэ 

., ~"" 1 

'~h- ~/ 

IJD~s 

LEFТ ........ §' 

·1, ,,,. RIGHT 

19gar_ 1.1... !) :D _ 19gal 

LEVEL 

LEVEL 

FLIGHT 

FLIGHT 

ONL У ,,,. ........ ONL У 

е 

/ / 1 \' 

OFF 

Рис. 6-31. Переключатель топливны х баков. 

Длительная работа двигателя на одном топливном 

баке может вызвать неравновесную загрузку крыльевых 

баков и, как следствие, потерю балансировки ЛА. 

Полная выработка топлива в баке может также привести 

к попаданию воздуха в топливную систему и воздушной 

пробке, что существенно затруднит повторный 

запуск двигателя. В двигателях с непосредственным 

впрыском топливо разогревается настолько, что оно 

превращается в га з ещё в топливопроводе и не може т 

достичь цилиндров. 

Топливные фильтры, отстойники и сливы 

После выхода из бака и до поступления в карбюратор, 

топливо проходит через фильтр, удаляющий влагу и 

осадочные отложения. Поскольку эти примеси тяжелее, 

чем авиационное топливо, они остаются в отстойнике 

на дне узла фильтра. Отстойник располагается в нижней 

точке топливной системы и /или топливного бака. 

Топливная система может включать в себя отстойник , 

топливный фильтр и слив топливного бака (эти компоненты 

могут быть объединены друг с другом). 

Содержимое топливного фильтра необходимо сливать 

перед каждым полётом. 

Пробы топлива должны 

быть слиты и визуально проверены на содержание 

воды и загрязнений. 

Наличие воды в отстойнике представляет опасность, 

поскольку в холод ную погоду она может замёрз нуть и 

блокировать топливопровод , а в т ёплую погоду - попасть 

в карбюратор и заглушить двигатель . Если в 

отстойнике присутствует вода, это означает наличие 

воды и в топливном баке. Эту воду следует слить до её 

полного устранения из бака. Никогда не поднимайтесь 

в воздух, не убедившись, что вода и загря знения полностью 

удалены из топливной системы ЛА . 


Поскольку топливные системы разных ЛА различаются 

между собой, следует хорошо изучить систему ЛА, 

на котором вы предполагаете летать. 

Для получения 

дальнейшей информации обратитесь к руководству по 

лётной экс пл уатации или инструкции пилота . 

Марки топлива 

Авиационный бензин 

(AVGAS) идентифицируется по 

октановому числу (сортности), которое определяет 

антидетонационную характеристику или детонационную 

стойкость топливной смеси в цилиндре двигателя. 

Чем выше октановое число бензина, тем большее 

давление топливо может выдержать без детонации . 

Топливо с 

низки м октановым числом используется в 

двигателях с пониженной степенью сжатия , потому 

что оно воспламеняется при более низкой температуре. 

Топливо с высоким октановым числом применяется 

в двигателях высокого сжатия, поскольку 

оно воспламеняется при более высокой температуре 

и не прежд евременно. Если топлива с необходимым 

октановым числом нет в наличии, в качестве замены 

можно использовать только следующее за ним топливо 

с большим октановым числом. Ни в коем случае не 

используйте топливо с более низким октановым числом, 

чем рекомендованное . Это может привести к 

тому, что температ у ра 

блока головок цилин д ров и 

моторного масла превысит нормальный эксплуатационный 

диапазон, что, в свою очередь, повлечёт за 

собой дето нацию. 

Существует несколько марок авиационного бензина 

(AVGAS). Сле дуе т внимательно следить за тем, чтобы 

двигатель ЛА за пр авлялся топливом марки, указанной 

производителем. Правильная марка топлива указывается 

в руководстве по лётной эксплуатации или инструкции 

пилота либо на плакате в кабине пилота , а 

также рядом с наливной крышкой. Ни в коем случае 

нель зя использовать автомобильный бензин для заправки 

авиационных двигателей, за исключением тех 

случаев , когда двигатель был специально модифицирован 

для такого использован ия. 

В настоящее время на ЛА с поршневыми двигателями 

применяется авиационный бензин следующих марок 

(октановых чисел): AVGAS 80, 100 и lOOLL. Хотя октановое 

число бензинов AVGAS 100 и AVGAS lOOLL одинаково, 

последний отличается от первого низким содержанием 

свинца. Топливо для ЛА с газотурбинными 

двигателями классифици руется как JET А, JET А-1 и 

JET В. Реактивное топливо фактически представляет 

собой керосин и характеризуется отчётливым керосиновым 

за па хом. Пос кольку ошибка в выборе топлива 

для заправки двигателя чрезвычайно опасна, в топливо 

каждой марки добавляется соответствующий 

161


краситель, 

помогающий определить марку и октановое 

число топлива (рис. 6-32). 

Помимо цвета самого топлива, система ц в етового 

применяется и в аэропортах для маркировки различного 

топливного оборудования. Например , марка 

топлива AVGAS обозначается белыми буквами на красном 

фоне , а реактивного топлива - белыми буквами 

на чёрном фоне . 

- • 

Красный Зелёный Синий 

AVGAS AVGAS AVGAS 

80 100 100LL 

Бесцветный или 

бледно-жёлтый 

JET А 

Рис. 6-32. Принятая в авиации система цветовой окраски топлива. 

Загрязнение топлива 

Аварии, связанные с отказом двигателя из-за загрязнения 

топлива , часто имеют своей причиной : 

• пренебрежение надлежащим предполётным осмотром 

со стороны пило та; 

• заправку ЛА неправильно 

отфильтрованным топливом 

из небольших баков или цистерн; 

• длительную стоянку ЛА с частично за полненными 

топливными баками; 

• отсутствие надлежащего обслуживания. 

Топливо должно быть слито из дренажа топливного 

фильтра и из отстойника каждого бака в прозрачный 

контейнер, а затем проверено на содержание примесей 

и воды . При сливе топливного фильтра вода в баке может 

появиться только после того, как всё топливо будет 

слито из топливопровода, ведущего в бак. Это означает , 

что в баке осталась вода, а в топливопроводе, ведущем 

к фильтру, ещё присутствует топливо. Поэтому необ 

ходимо слить из фильтра достаточное количество топлива, 

чтобы убедиться, что в бак полностью пуст. Это 

количество зависит от протяжённости топливопровода 

от бака к дренажу. Если в первом образце топлива обнаружены 

вода или другие примеси , необходимо слить и 

проверить новый образец, и так до тех пор, пока следы 

примесей не исчезнут. 

Вода может остаться в топливных баках и после того, 

как образцы, слитые из топливного фильтра, переста 

нут содержать следы воды. 

Эта остаточная вода может быть удалена только 

при сливании дренажа отстойника каждого топливного 

бака . 

Вода - наиболее часто встречающаяся примесь в топливе. 

О наличии в топливе водной взвеси можно судить 

по мутности топлива или по очевидному отделению 

воды от окрашенного топлива после того, как топливо 

отстоится в баке . В качестве меры предосторожности, 

топливные отстойники должны сливаться п еред каждым 

полётом , во время предполётного осмотра . 

Для того , чтобы предотвратить конденсацию влаги в 

топливных баках, они должны наполняться топливом 

после каждого полёта или после последнего полёта полётного 

дня. Для п р едотвращения загрязнения топлива 

не следует дозаправлять баки из бидонов и канистр. 

При нахождении в отдалённой мес тности или в 

аварийных ситуациях может случиться так, что дозаправка 

из источников, не обеспечивающих необходимой 

степени очистки топлива, окажется неизбежной . 

Хотя в такой ситуации замша или воронка могут 

оказаться единственными доступными средствами 

для фильт р ации топлива, следует понимать, что ис 

пользование их чрезвычайно опасно. Помните , что использование 

замши не всегда способно предотвратить 

за грязнение топлива. Изношенная замша пропускает 

воду, равно как и новая чистая замша, если она уже 

влажная или мокрая . Пропускают воду и почти все ис 

кусственные замши. 

Дозаправка топливом 

В результате трения воздуха о п оверхность ЛА, а также 

при прохождении топлива через заправочный шланг 

и сопло во время дозаправки образуется статическое 

электричество. Нейлоновые , дакроновые и шерстяные 

ткани особенно склонны накапливать статическое 

электричество, впоследствии передавая его от человека 

к горловине топливног о бака или топливоза 

правочному штуцеру. Для защ и ты от вос пламенения 

топлива разрядом статического электричества пред 

усматривается провод заземления, ко т орый должен 

прикрепляться к ЛА перед тем, как с топливного бака 

снимается кры ш ка. Поскольку ЛА и топливоза п равщик 

имеют различные электростатические заряды, чрезвы 

чайно важно соединить их з аземляющей перемычкой . 

При соединении ЛА и топливозаправщика разность 

потенциалов между ними становится равна нулю. 

Топливозаправочный штуцер должен быть соединён с 

ЛА перед началом дозаправки и оставаться соединённым 

до завершения этого процесса. Когда дозаправка 

производится из автоцистерны , её следует заземлить 

перед тем, как ш т уцер коснётся топливного бака ЛА. 

Если необходима дозаправка из канистр или бидонов, 

их также следует заземлить и присоединить к 

корпусу ЛА заземляющей перемычкой . Канистру сле 

дует разместить возле штыря заземления и перед 

снятием топливной крышки провести следующую 

серию соединений: 

162


1) соединить канистру с землёй; 

2) соединить землю с ЛА; 

3) соединить канистру (или топливозаправочный 

штуцер) с ЛА . 

После завершения дозаправки ту же процедуру необходимо 

выполнить в обратном порядке. 

При процеживании топлива через замшу заряд статического 

электричества увеличивается , 

и возрастает 

опасность искрения . Поэтому ЛА должен быть надлежащим 

образом заземлён, а штуцер, замшевый фильтр 

и воронка - присоединены к ЛА заземляющей перемычкой. 

При использован и и бидона его следует присоединить 

либо к штырю заземления, либо к воронке. 

Ни при каких условиях не следует использовать для 

дозаправки пластиковое ведро 

или иной изолирующий 

контейнер. 

Электросистема 

Большинство ЛА оборудуются электросистемами 

постоянного тока с напряжением сети 14 или 28 В. 

Типовая электросистема ЛА состоит их следующих 

компонентов: 

• генератор переменного/постоянного тока; 

• аккумулятор; 

• главный выключатель/выключатель аккумулятора; 

• выключатель генератора переменного/постоянного 

тока ; 

• электрическая шина, предохранители и прерыватели 

цепи; 

• регулятор напряжения; 

• амперметр/измеритель нагрузки; 

• электрическая проводка . 

Генераторы постоянного или переменного тока с 

приводом от двигателя подают электрический ток в 

электросистему ЛА. Они также поддерживают необходимый 

уровень заряда аккумулятора. Аккумулятор 

обеспечивает электропитание для запуска двигателя 

переменный ток, который затем преобразуется в постоянный. 

Вне зависимости от частоты вращения двигателя 

электрическая мощность генератора переменного 

тока остаётся более или менее постоянной. 

Некоторые ЛА снабжены разъёмами, к которым 

можно подключить внешний аэродромный пусковой 

агрегат (АПА), обеспечивающий электропитание для 

запуска двигателя. Это бывает крайне полезно , особенно 

при холодной погоде. Для получения информации 

о запуске двигателя с использов анием АПА обратитесь 

к руководству по лётной эксплуатации или 

инструкции пилота. 

Включение и выключение электросистемы производится 

главным выключателем (рубильником). При 

установке главного выключателя в положение ON 

(«вкл . ») электроэнергия поступает ко всему электрооборудованию 

ЛА , за исключением системы зажигания. 

К приборам, питающимся от электросистемы 

ЛА, относятся: 

• аэронавигационные огни; 

• огни для предотвращения столкновений; 

• посадочные огни; 

• рулёжные фары; 

• освещение кабины пилотов; 

• подсветка приборов панели управления; 

• радиоаппаратура; 

• указатель курса; 

• топливомеры; 

• электрический топливный насос; 

• система предупреждения о сваливании; 

• система обогрева приёмника воздушного 

давления; 

• пусковой двигатель. 

Многие ЛА оснащаются выключателем аккумулятора, 

который управляет подачей электроэнергии от 

аккумулятора в электросистему, аналогично главному 

выключателю. Помимо этого, предусматривается 

выключатель генератора, который позволяет пилоту 

исключить генератор из электросистемы в случае 

его отказа (рис. 6-33). 

и является дополнительным источником электроэнергии 

в случае отказа генератора. 

При низких оборотах двигателя большинство генераторов 

постоянного тока не могут обеспечить электропитание, 

достаточное для работы всей электросистемы 

ЛА. Поэтому при низких оборотах электрические приборы 

частично питаются от аккумулятора, который 

может при этом быстро разрядиться. 

Генератор переменного тока имеет целый ряд 

преимуществ над генератором постоянного тока. 

Генератор переменного тока вырабатывает ток достаточной 

величины, чтобы обеспечивать питанием всю 

электросистему ЛА даже при низких оборотах двигателя, 

поскольку в таком генераторе вырабатывается 

Р ис. 6-33. Главный выключатель состоит из двух частей: левая для 

выключения генератора, правая для выключения батареи. 

163


Если левая половина главного выключателя переведена 

в положение OFF («выкл.»), вся электрическая 

нагрузка переключается на аккумулятор. В этом случае 

всё электрооборудование помимо наиболее существенного 

должно быть выключено, чтобы экономить 

заряд аккумуля тора. 

Соединительным элементом между основной 

электросистемой и электрооборудованием является 

электрическая шина . Это уп рощае т электропроводку 

ЛА и обеспечивает узловую точку, из которой напряжение 

может распределяться по всей си стеме (рис. 6-34). 

Предохранители или прерыватели цепи используются 

для защи ты цепей и оборудования от электрической 

перегрузки. На борту ЛА должны на ходит ься 

запас ные предохранит ели соответствующего тока , 

которые позволили бы замени ть неисправные или 

Блок управления 

генератором 

Выход цепи 

низкого 

напряже ния 

Сигнальная лампа 

цепи низкого напря же ния 

____,._ К размыкателю 

К расходомерам топлива 

К проблесковому огню 

К обогревателю ПВД 

К вентилятору радиостанции 

Земля 

К стробирующему сигналу 

К посадочным огням 

К выключателю зажигания 

К закрылкам 

К красному освещению дверей 

К сигнализации низкого напряжения 

INST LTS 

К подсветке приборной доски 

К датчику т-ры масла 

К координатору поворота 

К сигнализации низкого вакуума 

;•--ll'r--8._ Выключатель вакуумного насоса 

STBY VAC 

К белому освещению дверей 

К реле бесшумной настройки 

К освещению штурвала 

К навигационным огням 

Гнездо подключения 

наземных служб 

К плафону 

e----e(J- К радиостанции 

RAD101 

e----e(J- К радиостанции 

RAD10 2 

К транспондеру и 

Прерыватель цепи 

(автомат) 


(кнопка) 

Предохранитель 

-+1-- Диод 

..лlVV'- Резистор 

кодирующему высотомеру 

К радиостанции 


(трёхпозиционный тумблер) 

Конденсатор 

(фильтр шумов) 

Рис. 6-34. Схема электросистемы ЛА . 

164

Гл ава 6. Авиационные систем ы 

перегоревшие предохранители. Прерыв атели цепи выполняют 

ту же функцию , что и предохранители, но после 

срабатывания могут быть возвращены в исходное состояние, 

не требуя замены . На каждом щитке предохранителей 

или прерывателей цепи указа но наименование 

цепи и предельный ток предохранителя/прерывателя. 

Амперметр используются для контроля мощности в 

электросистеме ЛА . П о показаниям амперметра можно 

судить о том, обеспечивает ли генератор постоянного/ 

переменного тока достаточный уровень электроэнергии. 

По ним также видно, получает ли аккумулятор 

электрический заряд от генератора. 

На циферблате амперметра н ул евая точка находится 

в середине, а по обеим сторонам от неё - шкалы 

отрицательной и положительной ра зм е тки (рис. 6-35). 

Когда стрелка 

амперметра указывает на какое-либо 

деление положительной шкалы , это означает, что аккумулятор 

заряжается . Отрицательная индикация 

означает , что происходит разрядка аккумулятора, по 

скольку больший ток пос т упает из него, чем к нему. 

Приближение стрелки к пределу отрицательной 

шкалы свидетельствует об отказе генератора, а к пре 

делу положительной ш калы - об отказе регулятора 

напряжения. Необходимые действия в таких случаях 

описаны в руководстве по лётной эксплуатации или 

инструкции пилота. 

показывать, какая часть установленной мощности 

идёт на заряд аккумулятора. 

Регулятор напряжения управляет скоростью заряда 

аккумулятора, стабилизируя электрический выход генератора 

переменного/постоянного тока . Нап ряжение 

на выходе генератора должно быть выше, чем напряжение 

аккумулятора . Например, для питания 12 - вольтового 

аккумулятора необходим генератор напряжением 

примерно 14 В . Благодаря разнице в напряжениях ак 

кумулятор всегда будет оставаться заряженным. 

Гидравлические системы 

Гидравлические системы широко применяются в авиации. 

Например , в лёгких самолётах гидравлика обычно 

управляет колёсными тормозами , убирающимся 

ш асси , а иногда и воздушными винтами п остоянной 

скорости. В больших самолётах гидравлика используется 

для приведения в движение плоскостей управления, 

закрылков, интерцепторов и других систем. 

Обычная гидравлическая система 

состоит из гидробака, 

насоса (ручного, электрического или с приводом 

от двигателя), фильтра (для обеспечения чистоты рабочей 

жидкости), селекторного клапана (для выбора направления 

потока) , разгрузочного клапана ( д ля снятия 

избыточно г о давления) и гидр оусилителя (рис . 6-36). 

D Подача рабочей жидкости 

D Возвратная жидкость 

Гидравлическое давле н ие 

Рис. 6-35. Ам перметр и измери тел ь н агрузки . 

Не все ЛА оснащаются амперметром . 

На некоторых 

на панели управления установлена сигнальная лам 

почка , 

загорание которой означает разрядку аккумулятора 

в результате отказа генератора . Н е обходимые 

действия в этом случае описаны в руководстве по лётной 

эксплуатации или инструкции пилота . 

Ещё один электрический индикатор - измеритель 

нагрузки. Он отображает электрическую нагрузку 

на генератор переменного/п остоянного тока. 

Шкала 

этого индикатора начинается с нуля (рис. 6-35). 

Измеритель нагрузки показывает , какая доля установленной 

мощности генератора отбирается и з систе мы 

электроприборами и аккумулятором . Если отключить 

все электроприбо р ы, измеритель нагрузки будет 

Рис. 6-36. Ти п овая г идрав л ическая система . 

Гидроцилиндр 

д вой н ого действия 

Рабочая жидкость под давлением подаётся в систему, 

а оттуда - в гидроусилитель или сервопривод. 

Сервопривод - это цилиндр с поршнем внутри, который 

превращае т энергию рабочей жидкости в работу и создаёт 

м ощность , необходимую для приведения в движение 

систем ы ЛА или органа управления . В зависимости 

от применения , сервоприводы могут быть однократного 

165


или двойного действия. Это означает, что рабочая 

жидкость может поступать в сервопривод с одной или 

с обеих сторон. Сервопривод однократного действия 

создаёт усилие в одном направлении. Селекторный 

клапан позволяет контролировать направление потока 

рабочей жидкости. Это бывает необходимо при таких 

операциях, как выпуск и уборка шасси, когда рабочая 

жидкость должна создавать усилие в двух различных 

направлениях. Разгрузочный клапан обеспечивает вы 

пускной канал на случай возникновения в системе избыточного 

давления рабочей жидкости . Состав компонентов 

гидравлической системы может варьироваться 

Шасси лёгкого самолёта состоит из трё х кол ёс : дв а 

главных колеса (по одному на каждой стороне фю зе 

ляжа) и третьего, расположенного либо в носовой, ли б о 

в хвостовой части самолёта . Шасси с расположенны м 

сзади колесом называется «шасси обычной схемы » . 

Самолёты с шасси обычной схемы часто называют 

самолётами с хвостовым колесом. Если третье колесо 

расположено в носовой части , его называют носовы м 

колесом , а такая конструкция носит название «трёхопорное 

шасси». Управляемое носовое или хвостовое 

колесо позволяет контролировать направление движения 

самолёта во время перемещения на земле. 

в зависимости от конструкции и назначения каждого 

конкретного ЛА. 

В гидравлических системах лёгких ЛА чаще всего 

используется рабочая (тормозная) жидкость на минеральной 

основе. Эта жидкость представляет собой 

керосиноподобный нефтепродукт и имеет хорошие 

смазочные свойства. В неё также добавляются присадки, 

предотвращающие вспенивание и препятствующие возникновению 

коррозии. Жидкость химически стабильна, 

и её вязкость при изменении температуры почти не 

меняется. Для того , чтобы жидкость было легче распознать, 

её окрашивают. В авиации используется несколько 

видов рабочих жидкостей, и в гидравлическую систему 

конкретного ЛА следует заливать именно ту жидкость , 

которую рекомендовал производитель. Для дальнейшей 

информации обратитесь к руководству по лётной эксплуатации, 

инструкции пилота или руководству по техническому 

обслуживанию ЛА. 

Шасси 

Шасси обеспечивает несущую поддержку ЛА на земле 

(воде). Наиболее распространённым является колёсное 

шасси, но ЛА также могут оснащаться поплавками 

(для передвижения по воде) и лыжами (для посадки 

на снег) (рис. 6-37). 

Самолёты с трёхопорным шасси 

Самолёт с трё хопорным шасси имеет три преимущества: 

1. такое шасси позволяет более активно использовать 

тормоза на высокой скорости без опасности капотирования 

самолёта; 

2. оно обеспечивает пилоту больший передний обзор 

при взлёте , посадке и рулении; 

3. при движении по земле оно предотвращает виля 

ние хвоста и обеспечивает лучшую путевую устой 

чивость во время на з емных операций за счёт того , 

что центр тяжести самолёта (ЦТ) находится перед 

главными колёсами . 

Расположенный спереди ЦТ 

даёт самолёту возможность двигаться по прямо й 

линии во время руления на земле. 

Носовое колесо может быть управляемым или самоориентирующимся 

. Управляемое носовое колесо 

соединяется с рулём направления с помощью тросов 

или тяг. 

Самоориентирующееся колесо свободно вращается 

на шарнире. 

В обоих случаях управление ЛА 

производится с помощью педалей руля направления. 

При управлении ЛА с самоориентирующимся носовым 

колесом пилоту приходится одновременно использовать 

педали руля направления и тормоза. 

Самолёты с хвостовым колесом 

Рис. 6-37. Шасси обеспечивает поддержку ЛА при взлёте , посадке, 

рулении и пар ко в ке. 

У самолётов с хвостовым колесом основной вес конструкции 

приходится на два главных колеса, прикреплённых 

к планёру перед его ЦТ. Хвостовое колесо, 

расположенное в самом конце фюзеляжа, обеспечивает 

третью точку опоры. 

Такая схема позволяет поднять 

воздушный винт (даже при достаточно большом его 

диаметре) на безопасное расстоян ие от земли и предпочтительна 

при взлёте/посадке на необработанное 

поле (рис. 6-38). 

Пос кольку ЦТ самолёта с хвостовым шасси находится 

позади главных колёс, курсовое управление таким 

самолётом на земле затруднено. В этом заключается 

166


Неубирающееся и убирающееся шасси 

Помимо классификации по расположению , шасси 

также подразделяются на неубирающиеся и убирающиеся. 

Неубирающееся шасси всегда находится в 

выпущенном положении. 

Преимуществом такой конструкции 

является простота в сочетании с неприхотливостью 

в обслуживании . Убирающееся шасси обеспечивает 

большую обтекаемость, складываясь внутрь 

планера ЛА в режиме крейсерского полёта (рис. 6-39). 

Тормоза 

Рис.6-38. Хвостовое шасси . 

главный недостаток хвостового шасси. Например, если 

при движении по земле на малой скорости пилот допустит 

виляние самолёта, хода руля направления может 

оказаться недостаточно для выравнивания курса, и 

самолет опишет петлю. 

Ограниченность переднего обзора при опущенном на 

Тормоза ЛА расположены на главных колёсах и приводятся 

в действие ручкой или ножными педалями. 

Ножные педали работают независимо друг от друга 

и дают возможность дифференциального торможения. 

Во время движения по земле, дифференциальное 

торможение может использоваться для курсового 

контроля ЛА совместно с управлением носовым или 

хвостовым колесом. 

землю хвостовом колесе является вторым недостатком 

таких самолётов. Из-за наличия этих системных проблем 

пилоты, эксплуатирующие самолёты с хвостовым 

колесом, должны проходить специальное дополнительное 

обучение. 

Рис. 6-39. Самолёты с неубирающимся и убирающимся шасси. 

Герметизированные самолёты 

Самолёты летают на больших высотах по двум причинам. 

Во-первых, при заданной скорости, чем больше 

высота полёта, тем меньше расход топлива, поскольку 

кпд самолёта на больших высотах увеличивается. Вовторых, 

областей с плохими погодными условиями и 

турбулентностью можно избежать, обогнув их сверху. 

Большинство современных самолётов проектируется 

для полётов на большой высоте, чтобы в полной мере 

воспользоваться этими преимуществами. Для полётов 

на значительных высотах самолёт должен быть 

гермети зирован. Пилотам, уп равляющи ми такими 

самолётами, необходимо знать основные принципы 

герметизации ЛА. 

В обычной системе регулирования внутреннего давления 

кабина пилотов, пассажирский салон и багажное 

отделение объединены в герметичный блок , способный 

сохранять большее давление воздуха, чем атмосферное 

давление за бортом воздушного судна. 

оснащённых газотурбинными двигателями, 

для герметизации 

кабины -используется воздух, 

На самолётах, 

отбираемый 

из секции компрессора двигателя . В старых моделях 

газотурбинных самолётов для нагнетания воздуха в 

герметичный фюзеляж используются нагнетатели наддува. 

В поршневых самолётах может использоваться 

воздух, подаваемый нагнетателями каждого двигателя 

через звуковой диффуз ор (ограничитель потока). 

Воздух покидает фюзеляж через отверстие, н азывае 

мое выпускным клапаном. Регулируя интенсивность 

выходного потока, выпускной клапан обеспечивает 

167


Атмосферное давление 

Высота, м Давление, мм рт.ст . 

Радиатор 

о 760,0 

1000 674,1 

Передние 

воздуховоды 

ДИффузор 

потока 

К контроллеру высоты 

по давлению кабины 

На высоте 3 км стандартное 

давление воздуха равно 

525,8 мм рт.ст. 

( 

На высоте 8 км стандартное 

атмосферное давление равно 

266,9 мм рт.ст. Прибавив 

к этому значению величину 

перепада давлений в кабине 

258,8 мм рт.ст. , получаем, 

что действительное давление 

в кабине равно 525,8 мм рт.ст. ( 

L 

2000 596,2 

3000 525,8 

4000 462,2 

5000 405,1 

6000 353,8 

7000 307,8 

8000 266,9 

9000 230,5 

10000 198,2 

Рис. 6-41. Таблица стандартного атмосферного давления. 

Выпускной клапан 

Рис. 6-40. Высокопроизводительная система герметизации 

самолёта . 

постоянное давление воздуха в герметизированной 

области (рис. 6-40). 

Система герметизация кабины обычно способна сохранять 

высоту давления в кабине на уровне при мерно 

2,5 км на максимальной расчётной крейсерской высоте 

самолёта. Это позволяет предотвратить резкие изменения 

высоты давления в кабине, которые могут вызвать 

неприятные ощущения или нан ес ти вред пассажирам 

и команде. Помимо этого, система герметизации до 

пускает относительно быстрый воздухообмен между 

кабиной и наружной атмосферой. Это необходимо для 

того, 

чтобы уст ранить за п ах и и обеспечить вентиляцию 

кабины (рис. 6-41). 

Герметизация кабины самолёта является общепринятым 

способом защиты команды и пассажиров от кислородного 

голодания. Внутри герметизированной кабины 

пассажиры могут безопасно находиться в течение 

длительного времени, особенно если высота давления в 

кабине сохраняется на уровне 2,5 км или ниже (в этом 

случае в обеспечении кислородом с помощью специального 

оборудования нет необходимости). Команда такого 

самолёта должна знать об опасности случайной потери 

герметизации кабины и быть готова к аварийным действиям 

, если это произойдёт. 

Для пони мания принципов г ерм ети зации и кондиционирования 

воздуха нужно знать знач ение следующих 

т е рминов : 

• высота ЛА - 

действительная высота над уровнем 

моря, на которой движется ЛА; 

• наружная температура - температура за бортом ЛА 

в непосредственной бли з ости от него ; 

• наружное давление - давление за бортом ЛА в непосредственной 

близости от него; 

• высота давления в кабине - давление в кабине 

в пересчёте на эк вивалентную высоту над уровнем 

моря; 

• перепад давлений - 

разница между давлениями с 

одной и с другой стороны стены. При применении 

авиационных систем герм етизации и кондиционирования 

воздуха возникает разница между давлением 

в кабине и атмосферным давлением. 

Система контроля давления обеспечивает регулировку 

давления в кабине, снижение этого давления, 

сброс вакуум а и возм ожность выбора необходимого 

давления в кабине в изобарическом и дифференциальном 

диапазонах. Помимо этого, система выполняет 

функцию аварийного сброса давления в кабине. Для 

выполнения этих задач и с пользуются 

регулятор давления 

в кабине, выпускной клапан и предохранительный 

клапан. 

Регулятор давления управляет давлением в кабине, 

сохраняя определённое его значение в изобарическом 

диапазоне и ограничивая до некоторого дифференциального 

значения в дифференциальном диапазоне. 

Если самолёт достиг высоты, на которой перепад давлений 

между внутренней областью кабины и внешней 

168


Индикатор перепада 

давлений в кабине 

(в фунтах на дюйм) 

Индикатор высоты 

по давлению в каби не 

(в тыс . футов) 

___ Предел перепада 


Указатель верти кал ьной 

скорости кабины 

Индикатор перепада 


Рис. 6-42. Индикаторы герметизации кабины. 

атмосферой становится равным максимальному перепаду 

давлений, предусмотренному для данной конструкции 

фюзеляжа , дальнейше е увеличение высоты 

самолёта приведёт к соответствующему увеличению 

высоты давления в кабине. Контроль перепада давлений 

необходим для того, чтобы избежать превышения над 

максимальным перепадом , на который рассчитан фюзеляж 

самолёта. Этот перепад определяется структурной 

прочностью кабины, а иногда - и соотношением между 

размером кабины и площадью зоны вероятного разрушения 

( окон и дверей). 

Предохранительный клапан давления в кабине представляет 

собой комбинацию клапанов понижения давления, 

сброса вакуума и аварийного сброса давления . 

Клапан понижения давления не позволяет давлению в 

кабине превысить предустановленный перепад давлений 

между ним и наружным давлением. Клапан сброса 

вакуума не до пускает, чтобы наружное давление превысило 

давление в кабине. В этом случае он открывается, 

и в кабину поступает наружный воздух. Аварийный 

кла пан сброса давления управляется выключателем на 

панели управления в кабине пилотов. При нажатии выключателя 

открывается электромагнитный вентиль, и 

клапан выбрасывает воздух из кабины в атмосферу. 

Степень герметизации и рабочая высота ЛА ограни 

чиваются несколькими важнейшими конструктивными 

факторами. Прежде всего, конструкция фюзеляжа 

рассчитана на определё нный максимал ьный перепад 

да влений. 

Совместно с регулятором герметизации используются 

ещё несколько приборо в. Дифференциальный манометр 

кабины отображает разницу между внутренним 

и наружным давлениями. Необходимо следить за по 

казаниями этого прибора , не допуская , чтобы перепад 

давлений кабины превысил разрешённый максимум. 

Кабинный высотомер также помогает контролировать 

работу системы герметизации . В некоторых случаях оба 

эти прибора объединяются в один . Третий прибор отображает 

скорость набора высоты или снижения кабины. 

Указатель вертикальной скорости и индикатор перепада 

давлений в кабине показаны н арuс . 6-42. 

По определению, декомпрессия - это неспособность 

системы герметизации ЛА сохранять предусмотренный 

перепад давлений . Она может быть вызвана неисправностью 

системы герметизации или структурным повреждением 

ЛА. 

С точки зрения физиологии декомпрессия подразделяется 

на две категории . 

• Взр ывная декомпрессия , когда давление в кабине 

меняется быстрее , чем могут расширяться лёгкие 

человека . Такая декомпрессия способна вызвать 

разрыв лёгких. В обычных условиях, в отсутствие 

препятствий (н апример , кислородной маски), воздух 

покидает лёгкие человека в течение 0,2 сек. 

Большинство специалистов считают декомпрессию, 

происходящую быстрее, чем за 0,5 сек, взрывной и 

потенциально опасной для здоровья человека. 

• Быстрая декомпрессия, когда давление в кабине ме 

Во 

няется медленнее, чем расширяются лёгкие. Такая 

декомпрессия не наносит вреда здоровью . 

время взрывной декомпрессии обычно слышится 

шум, и человек нен адолго может потерять сознание. 

Воздух кабины наполняется туманом, пылью или обломками. 

Туман обра зуется вследствие резкого падения 

температуры и изм енения относительной влажности. 

Заложенность ушей обычно проходит сама. Воздух выходит 

из носа и рта, поскольку лёгкие освобождаются от 

него, и это иногда может быть заметно . 

169


При быстрой декомпрессии период активного создания 

сокращается, потому что кислород быстро выходит 

в нём уменьшается, поскольку при неизменном коли 

честве газа его давление прямо пропорционально тем 

из лёгких и внутреннее давление тела падает. 

Это сни 

пературе. Поэтому при уменьшении индикаторного 

жает парциальное давление кислорода в крови и сокращает 

время эффективной работоспособности пилота 

до 25-30% его нормальной продолжительности. По этой 

причине на очень больших высотах (10 км и более) необходимо 

использовать кислородную маску . Во время 

полёта на больших высотах членам экипажа самолётов , 

оснащённых кислородной системой типа «лёгочный автомат», 

рекомендуется устанавливать регулятор кислорода 

в положение «100% кислорода». 

Основная опасность декомпрессии заключается в 

кислородном голодании (гипоксии). Поэтому для того, 

чтобы избежать потери сознания, при декомпрессии необходимо 

быстро и надлежащим образом использовать 

кислородное оборудование. Другая потенциальная опас 

ность, угрожающая пилотам, команде и пассажирам 

давлен и я в за п асных кислородных баллонах нет при 

чин предполагать утечку - п росто объём кислорода 

уменьшился вследствие того , что баллоны хранились 

в необогреваемом отсеке ЛА. На кислородные баллоны 

высокого давления должна быть нанесена маркировка 

допустимого давления (например, 124 бара 

или 1800 psi). Баллоны должны заполняться исключи 

тельно авиационным кислородом, который представ 

ляет собой стопроцентный кислород. Промышленный 

кислород не предназначен для дыхания и может со 

держать примеси , 

а медицинский кислород содержит 

водяной пар, который может замёрзнуть в регуляторе 

при низких температурах. В целях безопасности необ 

ходимо проводить периодические проверки кислород 

ной системы . 

при высотной декомпрессии , - развитие кессонной (декомпрессионной) 

болезни. Это заболевание возникает 

при значительном падении давления тела , когда азот, 

растворённый в кр ови и тканях организма , выделяется 

из смеси и образует пузырьки, которые способны разрушить 

стенки клеток и кровеносных сосудов . 

Декомпрессия, вызванная структурным повреждением 

ЛА, создаёт и другую опасность для пилотов, экипажа и 

пассажиров - быть выброшенными или вынесенными 

из кабины ЛА, если они находятся в непосредственной 

близости от отверстий в фюзеляже (например, дверей 

или люков). Люди, находящиеся вблизи от таких отверстий, 

должны сохранять пристёгнутыми ремни безопасности 

в течение всего времени, когда ЛА остаётся герметизированным, 

а они находятся на своих местах. Из-за 

структурных повреждений корпуса ЛА люди также могут 

подвергнуться воздействию порывов ветра и сверхниз 

ких температур. 

Для минимизации этих опасностей необходимо как 

можно быстрее уменьшить высоту полёта. Все гермети 

зированные ЛА оборудуются системами визуаль ного и 

звукового предупреждения о разгерметизации. 

Рис. 6-43. Ре г ул ятор кисл ород ной системы . 

Кислородная система состоит из маски (или ка 

нюли) и регулятора, который обеспечивает подачу 

кислорода в зависимости от высоты давления в кабине . 

Использование канюлей допустимо только при полётах 

на высотах менее 5,5 км . Регуляторы, разрешённые 

к применению на высотах до 12 км, должны обеспечи 

вать подачу в систему смеси в диапазоне от стопроцент 

ного кабинного воздуха (0% кислорода) при высотах 

Кислородные системы 

Большинство высотных ЛА оборудуется теми или 

иными стационарными 

кислородными установками. 

Если стационарная установка не предусмотрена, во 

время полёта используется портативное кислородное 

оборудование. П ортативное оборудование обычно состоит 

из баллона, регулятора, маски и датчика давления 

(манометра). Авиационный кислород обычно 

хранится в баллонах высокого давления при давлении 

124-152 бара. Когда температура наружного воздуха, 

окружающего кислородный баллон, 

падает, давление 

давления в кабине менее 2,5 км и до стопроцентного 

кислорода (0% кабинного воздуха) при высоте давления 

примерно 10 км (рис. 6-43). Регуляторы, разрешённые 

к применению на высотах до 14 км, должны обеспечивать 

подачу смеси в диапазоне от 40% кислорода 

(60% кабинного воздуха) на малых высотах и до стопроцентного 

кислорода на больших высотах . Пилотам 

ЛА, не оборудованных кислородными системами, следует 

избегать полётов на высоте более 3 км днём и более 

2,5 км - ночью . 

Пилоты, использующие кислородную систему, 

должны знать об опасности пожара. Материалы, 

170


практичес ки огнеупорные в обычной атмосфере, в атмосфере, 

обогащённой кислородом , могут быть подвержены 

возгоранию. Масла и смазочные вещества 

при контакте с кислородом м огут воспламеняться , и 

их нель зя использовать для герм ети з ации клапанов и 

Канюли 

Канюля - это отрезок пластиковой трубки эргономи 

ческой формы , вставляемый в нос. Канюли часто используются 

для подачи кислорода в негерме ти зирован 

соединений кислородных систе м. 

Курить при исполь 

ных ЛА (рис . 

6-44). Канюли обычно более комфортны 

зовании любого кислородного оборудования категорически 

воспрещается. Перед каждым полётом пилот 

должен тщательно осмотреть и протестировать всё 

кислородное оборудование. Осмотр должен включать в 

себя полную проверку кислородного оборудования ЛА, 

включая весь запас кислорода, проверку работоспособ 

в использовании, чем маски, и могут применяться на 

высотах до 5,5 км . При полёте на высота х более 5,5 км 

необходимо использовать кислородную маску. Канюли 

часто комплектуются расходомером. При использовании 

таких канюлей пилот должен периодически проверять 

, не изменился ли цвет расходомера . 

ности системы и обеспечение доступности аварийного 

за паса кислорода. Осмотр должен проводиться чистыми 

руками и включать в себя: 

визуальный осмотр 

маски и шлангов с целью обнаружения разрывов , трещин 

или устал ости материала; осмотр состояния и 

положения клапанов и органов управления; проверку 

расположения и работоспособности манометров, индикаторов 

расхода кислорода и соединений. Необходимо 

надеть маску и проверить работоспособность системы. 

После любого использования кислородной системы 

нужно убедиться, что все 

компоненты выключены, а 

клапаны закрыты . 

Кислородные маски 

Существует множество типов и конструкций кислородных 

масок. Перед использованием кислородной 

Рис. 6-44. Канюля с зелёным расходомером. 

маски самое главное - удостовериться , что она совместима 

с кислородной системой. М аски членов экипажа 

должны плотно прилегать к лицу с минимальной 

утечкой кислорода и обычно содержат микрофон. 

Большинство производимых масок имеют «ороназальную» 

конструкцию - они прикрывают только рот и 

Кислородные системы смешанного типа 

В 

кислородных системах смешанного типа кислород 

нос человека . 

подаётся только тогда , 

когда потребитель делает вдох 

Маска пассажира, как правило , 

представляет собой 

через маску. С помощью рычага подсоса регулятор 

простое литое резиновое изделие чашевидной формы, 

автоматически смешивает воздух кабины с 

кислородом 

либо подаёт в 

систему стопроцентный кислород 

достаточно гибкое, чтобы не нуждаться в индивидуальной 

подгонке. 

Она может быть снабжена эластичной 

(в зависимости от высоты давления в кабине) . Маска 

полоской для закре пления на голове, 

либо пассажир 

смешанного типа плотно прилегает к лицу, исключая 

может прижимать её к лицу рукой . 

попадание наружного воздуха, 

Кислородные маски должны оставаться чистыми, 

чтобы исключить опасность инфекции и продлить срок 

их эксплуатации . Для чистки маски промойте её водой 

и может безопасно использоваться 

на высотах до 12 км. Пилот, имеющий 

бороду или усы, должен подстричь их таким образом, 

с небольшим добавлением мыла и ополосните чистой 

чтобы они не препятствовали прилеганию ки .слородной 

маски. 

Прилегание маски к бороде или усам 

должно быть проверено на земле перед полётом . 

водой. Если маска содержит микрофон , вместо ополаскивания 

в проточной воде протрите её чистой тканью. 

Маска также должна быть дезинфицирована . Для этого 

протрите её марлевым тампоном , предварительно 

обмакну в его в водный раствор спирта (20% чайной 

Кислородные системы типа «лёгочный автомат» 

Кислородные системы типа «лёг очный авто мат » в 

ложки спирта на литр воды) . Вытрите маску чистой 

целом аналогичны системам смешанного типа , 

тканью и дайте просохнуть. 

за исключением 

того, что кислород подаётся в маску под 

171


давлением на высотах давления в кабине выше 10 км. 

Такие системы комплектуются регулятором запроса 

давления, который создаёт воздуха- и кислородонепроницаемое 

уплотнение, а также обеспечивает положительное 

давление кислорода в полнолицевой маске, позволяющее 

подавать кислород под давлением в лёгкие 

потребителя. Это делает использование регуляторов 

запроса давления безопасным на высотах более 12 км. 

В некоторых системах рег улятор зап роса давления 

устанавливается не на приборную доску, а непосредственно 

на маску. Такие регуляторы исключают исполь 

зование длинного шланга, который необходимо 

освободить от воздуха, прежде чем кислород начнёт 

поступать в маску. 

Кислородные системы непрерывного потока 

Кислородными сист емам и непрерывного потока 

обычно обеспечиваются пассажиры ЛА. Маска пассажира 

обычно снабжена дыхательным мешком, в 

котором во время выдоха потребителя накапливается 

кислород из системы непрерывного потока. Кислород, 

накапливаемый в дыхательном мешке, обеспечивает 

более высо кую интенсивность всасывания в период 

Электрические кислородные системы 

пульсового действия 

Портати вные электрические кислородные системы 

пульсового действия обеспечивают поступле ние кисло 

рода в маску на основе индивидуального дыхательного 

ритма потребителя, создавая приток кислорода в 

начальной фазе вдоха. 

Системы пульсового действия 

исключают непроизводительный расход кислорода, 

поскольку он поступает в маску только во время 

вдоха . В сравнении с системами непрерывного поток а, 

пульсовой метод может снизить расход кислорода на 

50-85%. Большинство кислородных сист ем п ульсового 

действия комплектуются внутренним барометром, 

который автоматически компенсирует увеличение высоты, 

повышая количество кислорода, поступающего в 

маску при каждом цикле (рис. 6-46). 

вдоха, что уменьшает поступление в маску наруж ного 

воздуха. По мере того, как запас кислорода в дыхательном 

ме шке истощается, при вдохе к не му начинает добавляться 

· окружающий воздух. Выдыхаемый воздух 

уходит за пределы маски (рис. 6-45). 

Рис . 6-46. Портативная кислородная система пульсового действия . 

Пульсовые оксиметры 

Пульсовой оксиметр - 

это устройство, которое измеряет 

содержание кислорода в крови человека, а также 

Рис. 6-45. Кислородная маска непрерывного потока 

с дыхательным мешком. 

частоту пульса. Принцип действия этого неинвазивного 

прибора основан на том, что красные кровяные тельца 

при насыщении кислородом меняют цвет . Посылая 

световой импульс определённой частоты через палец 

172


и измеряя прошедшее через него излучение , пульсовой 

оксиметр определяет степень насыщения крови кислородом 

с погрешностью не более 1%. Благодаря своей 

компактности и скорости работы, оксиметры очень 

распространены в авиации среди пилотов, управляющих 

негерметизированными ЛА на высотах более 4 км, 

где использование кислородных систем обязательно. 

Пульсовые оксиметры позволяют членам экипажа и 

пассажирам ЛА оценить свою реальную потребность в 

дополнительном кислороде (рис. 6-47). 

которые могут привести к возгоранию . Также не рекомендуется 

проводить сервисное обслуживание, когда 

пассажиры находятся на борту ЛА. 

Противообледенительные и 

размораживающие системы 

Задачей противообледенительного оборудования 

является предотвращение образования льда, в то 

время как размораживающее оборудование удаляет 

лёд после его образования. Эти системы защищают 

передние кромки крыльев и хвостового оперения, 

отверстия приёмников воздушного и статического 

давления, дренажные отверстия топливных баков, 

датчики углов атаки, лобовое стекло и лопасти несущего 

винта. На некоторых ЛА дополнительно устанавливаются 

огни обнаружения обледенения, помогающие 

определить степень обледенения конструкции во 

время ночных полётов. 

Большинство лёгких ЛА оснащается только подогревом 

приёмника воздушного давления и не предназначены 

для полётов в условиях обледенения. Эти ЛА 

Рис . 6-47. Пульсовой оксиметр . 

Обслуживание кислородных систем 

имеют ограниченную проходимость в условиях холодного 

климата (в конце осени, зимой и в начале весны). 

При попадании в зону обледенения такие ЛА должны 

немедленно её покинуть. Для дальнейшей информации 

обратитесь к руководству по лётной эксплуатации 

или инструкции пилота. 

Перед обеспечением ЛА кислородом обратитесь к 

руководству по техническому обслуживанию, чтобы 

определить, какое оборудование и какие мероприятия 

для этого необходимы. 

При обслуживании кислородной 

системы любого ЛА необходимо соблюдать определённые 

меры предосторожности. Обслуживание 

кислородной системы можно проводить, только когда 

ЛА находится вне ангара. При работе с кислородом 

чрезвычайно важны личная чистота и аккуратность. 

Контакт сжиженного кислорода и нефтепродуктов 

может привести к самовозгоранию. Техники по обслуживанию 

ЛА должны в обязательном порядке 

смыть грязь , масло и смазку (включая губную помаду 

и масло для волос) со своих рук, прежде чем начать 

работу с кислородным оборудованием. Также очень 

важно , чтобы на одежде и инструментах не было масла, 

смазки и грязи. 

Обслуживание кислородной системы 

на ЛА со стационарными кислородными баллонами 

обычно должно выполняться двумя техниками. Один 

находится у контрольных клапанов сервисного оборудования, 

а другой - там, откуда возможно наблюдать 

за индикаторами давления кислородной системы. 

рекомендуется обслуживать кислородную систему 

во время заправки ЛА топливом или других работ , 

Не 

Противообледенительное и размораживающее 

оборудование крыла 

На крылья и другие аэродинамические поверхности ЛА 

могут устанавливаться надувные пневматические противообледенители, 

представляющие собой резиновый 

лист , 

прикреплённый к рабочей кромке поверхности. 

Когда на кромке начинает образовываться лёд, пневмонасос 

с приводом от двигателя нагнетает под противообледенитель 

воздух. Многие турбовинтовые ЛА направляют 

отбираемый от компрессора воздух на крыло, 

чтобы надувать противообледенители. При надувании 

противообледенителя лёд трескается и отваливается 

от рабочей кромки крыла. Противообледенители 

управляются из кабины пилотов с помощью выключателя 

и могут работать как в ручном режиме, так и автоматически, 

включаясь через определённые интервалы 

времени (рис . 6-48). 

Ранее бьurо распространено мнение, что если противообледенители 

включить слишком рано, 

слой льда 

начнёт расширяться , а не трескаться, что может привести 

к явлению, называемому «ледяная перемычка». 

Соответственно , в подобной ситуации последующая работа 

противообледенителей окажется неэффективной. 

173


Трубки в сдутом состоянии 

Трубки в надутом состоянии 

Рис. 6-48. Пневматические противообледенител и на передней 

кромке крыла . 

Хотя после цикла работы противообледенителей на 

крыле может остаться незначительное количество льда, 

современные противообледенители не допускают образования 

«ледяных перемычек». Пилоты могут включать 

противообледенители сразу, как только будет замечено 

появление льда. Для получения информации о работе 

противообледенителей на вашем ЛА обратитесь к руководству 

по лётной эксплуатации или инструкции пилота. 

Во многих пневматических противообледенительных 

методов предотвращения образования льда на аэродинамических 

поверхностях. 

На мощных газотурбинных 

самолётах горячий воздух из компрессора двигателя 

часто направляется на рабочие кромки крьтьев . Этот 

горячий воздух нагревает кромки до такой степени, что 

это предотвращает образование льда. В более новой 

разновидности 

тепловых противообледенительных систем 

, носящей название «ТермаВинг», рабочие кромки 

крьтьев и горизонтального стабилизатора покрываются 

эл ектроподогреваемой графитовой плёнкой. Системы 

«ТермаВинг» обычно имеют две области подогрева. 

Первая область (непосредственно рабочая кромка) 

подогревается непрерывно, в то время как вторая 

(поверхность 

позади кромки) - периодически , с целью 

разрыхлить лёд и позволить аэродинамическим силам 

сбросить его с крьта. Тепловые противообледенительные 

системы должны быть включены до того , 

войдёт в зону обледенения. 

как ЛА 

Ещё одна разновидность противообледенительной защиты 

рабочих кромок (встречающаяся несколько реже , 

чем тепловые и пневматические системы) носит название 

«плачущее крьто». 

крьта» 

Принцип действия «плачущего 

предполагает наличие небольших отверстий в 

передней кромке крьта . На рабочую кромку под давле 

нием поступает раствор антифриза, который просачивается 

сквозь эти отверстия, пр едотвращая образование 

и накопление льда . Помимо недопущения обледенения , 

система «плачущего крьта» способна устранить уже 

образовавшийся лёд. Раствор антифриза ослабляет 

сцепление накопившегося льда с поверхностью планера 

ЛА, и аэродинамические силы сбрасывают лёд в 

атмосферу (рис. 6-49). 

системах используются вакууметры и воздушные манометры, 

позволяющие контролировать работу противообледенителей. 

На шкалах этих приборов присутствует 

разметка, указывающая на эксплуатационные ограниче 

ния системы. В некоторых случаях на приборную панель 

устанавливается сигнальная лампочка, указывающая на 

правильное функционирование противообледенителей. 

Для обеспечения долговременной эксплуатации пневматических 

противообледенителей необходимы правильный 

уход и своевременное техническое обслуживание. 

Перед полётом противообледенители должны быть 

тщательно осмотрены . 

Другой способ защиты рабочих кромок от обледенения 

- тепловые противообледенительные системы. 

Нагревание является одним из наиболее эффективных 

Рис. 6-49. Противообледенительная система "плачущее крыло". 

Противообледенительная система лобового стекла 

Существует два типа противообледенительных систем 

лобового стекла кабины пилотов. Первый тип основан 

на омывании стекла спиртовым раствором. 

При своевременном использовании спирт способен 

предотвратить образование льда на стекле. 

174


Интенсивность омывающего потока контролируется с 

помощью дискового регулятора на приборной панели в 

соответствии с реко м ендациями производителя ЛА . 

Другой, более эффективный метод борьбы с обледенением 

лобового стекла - электронагрев. В лобовое . 

стекло встраиваются небольшие проводки или токопроводящая 

сетка. При повороте выключателя на приборной 

панели электрический ток начинает течь по 

контуру, охватывающему лобовое стекло, и разогревает 

Амперметр проти вообледен ительной 

системы воздушноrо в и нта 

Когда сис:те ма работает, показания 

амперметра находятся в нормальном 

рабочем диапазоне. При каждом 

противообледенительном цикпе 

стрелка вздрагивает. 

его до температуры, которая позволяет предотвратить 

образование льда на стекле. Подогрев лобового стекла 

должен включаться только во время полёта. При включении 

на длительное время на земле система может перегреться 

и повредить лобовое стекло . Предостережение: 

электрический ток системы электроподогрева лобового 

стекла может повлиять на стрелку компаса, отклоняя её 

от первоначального положения. Ошибка может составить 

до 40°. 

Противообл еденител ьные системы воздушного винта 

Воздушные винты защищаются от 

образования льда 

посредством использования спиртового раствора или 

электрического подогрева. Некоторые воздушные 

винты оборудуются выпускными соплами, которые направлены 

к корню лопасти . Из сопел под давлением выбрасывается 

спирт, и центробежная сила распределяет 

его по всей поверхности лопасти . На лопасти могут быть 

предусмотрены желобки, позволяющие равномерно 

распределить спирт по её поверхности . Это предотвращает 

образование льда на рабочих кромках воздушного 

винта. Воздушный винт может также оснащаться концевыми 

противообледенителями. Противообледенитель 

воздушного винта состоит из двух секций- внутренней 

и наружной. Противообледенители содержать электропровода, 

которые при прохождении тока нагреваются 

и обогревают воздушный винт. Для контроля работы 

противообледенительной системы воздушного винта 

в неё включён амперметр. Во время предполётного 

осмотра н е обходимо проверить работоспособность 

противообледенителей воздушного винта. Отказа противообледенителя 

одной из лопастей может привести к 

неравномерной нагрузке на лопасти, что способно вызвать 

сильную вибрацию воздушного винта (рис. 6-50). 

П ротивообледенитель воздуwноrо винта 

Противообледенитель разделён на две секции: внутреннюю и наружную. 

Вначале нагревается внутренняя секция каждой лопас:ти, затем следует 

фаза нагрева наружных секций. Если противообледенитель какой-либо 

из лопастей отказывает, это приводит к неравномерному обледенению 

и сильной вибрации. 

Ри с. 6-50. Амперметр и противообледенители воздушного винта. 

Дру гие противообледенительные 

и р азмораживающие системы 

Отверстия приёмников воздушного и статического 

давления, дренажные отверстия топливных баков, 

сенсоры предупреждения о сваливании и другое оборудование 

может быть защищено от образования льда 

с помощью электроподогрева . Проверка работоспособности 

электронагревательных систем должна проверяться 

в соответствии с руководством по лётной эксплуатации 

или инструкцией пилота. 

Работа противообледенительных и размораживающих 

систем ЛА должна проверяться перед тем, как ЛА 

войдёт в зону обледенения. Обледенение элементов 

конструкции ЛА требует немедленных действий со 

стороны пилота. Противообледенительное и размораживающее 

оборудование не предназначено для 

долговременного использования в условиях сильного 

обледенения. 

175

lilfФtD 

П илота)I


в покое, в то время как скорость ветра составляет 150 

км /ч, действующее на ЛАдинамическое давление остаётся 

одним и тем же . 

Когда ветер дует под углом менее 90° к продольной 

оси ЛА, динамическое давление влияет на показания 

УВе. Давление, действующее на аэродинамическую 

поверхность при скорости ветра 40 км/ч, такое же, как 

если бы ЛА двигался со скоростью 40 км/ч сквозь неподвижный 

воздух. 

ПВД измеряет как динамическое 

давление, так и (всегда существующее) статическое 

давление воздуха . 

В передней части ПВД есть небольшое отверстие, 

сквозь которое воздух входит в камеру давления. 

Давление, оказываемое этим воздухом, называется полным 

и является суммой динамического и статического 

давления. Кроме отверстия в передней части ПВД , в его 

задней части также есть 

отверстия меньшего диаметра, 

через которое из системы удаляется влага (если ЛА 

входит в зону осадков). Оба отверстия необходимо проверить 

в ходе предполётного осмотра - ни одно из них 

не должно быть забито. На мно ги х ЛА пр едусмотрены 

крышки ПВД, устанавливаемые, если ЛА находится на 

земле в течение длительного времени. Крышки препятствуют 

попаданию в 

других посторонних объектов. 

отверстия ПВД насекомых и 

Одним из приборов, работа которого связана с ПВД , 

является УВе. Полное давление передаётся на УВе из 

камеры давления ПВД через небольшую трубку. На 

другую сторону УВе также передаётся статическое 

давление, в результате чего два статических давления 

компенсируют друг друга, 

и прибор отображает 

величину динамического давления. При изменении 

динамического давления соответственно меняются 

и показания УВе. В работе двух других приборов системы 

ПВД (высотомер и вариометр) используется 

только статическое давление, поступающее из приёмника 

статического давления . 

Камера и магистрали статического давления 

В камеру статического давления через небольшие отверстия 

поступает свободный невозмущённый воздух, 

огибающий боковые поверхности ЛА. Воздух может 

свободно попадать внутрь системы статического дав 

ления и выходить из неё благодаря трубкам малого 

диаметра, соединяющим узлы системы. Некоторые ЛА 

комплектуются вспомогательным приёмником статического 

давления (Пед), на случай, если основной приёмник 

выйдет из строя. Вспомогательный пед обычно 

размещается внутри кабины пилотов. В силу эффекта 

Вентури , возникающего при обтекании фюзеляжа наружным 

воздухом , воздушное давление внутри кабины 

пилотов ниже, чем давление наружного воздуха. 

Из-за этого при использовании вспомогательного 

пед возникают следующие явления: 

1) высотомер отображает несколько большую высоту, 

чем в действ ительности; 

2) УВе отображает большую воздушную скорость, 

чем в действительности; 

3) вариометр отображает кратковременный набор 

высоты, а затем его показания стабилизируются 

вместе с высотой. 

Пилот обязан свериться с руководством по лётной 

эксплуат ации или инструкцией пилота, 

чтобы определить 

величину ошибки , возникающей в системе при 

использовании вспомогательного пед. В случае, если 

ЛА не оснащён вспомогательным пед, а основной приёмник 

блокирован, для впуска статического давления 

в систему необходимо разбить стекло вариометра. При 

этом вариометр, скорее всего, станет непригодным 

к использованию. Причина выбора вариометра для 

описанной операции заключается в том , что показания 

этого прибора наименее важны для контроля полёта ЛА. 

Высотомер 

Высотомер - это прибор , измеряющий высоту ЛА над 

определённым уровнем давления. Уровни давления 

будут подробно рассмотрены ниже. 

Поскольку высотомер 

является единственным прибором, 

способным 

отоб ражать высоту, это один из наиболее важных приборов 

ЛА. Для того, чтобы эффективно использоват ь 

высотомер, 

пилот должен понимать принцип устройства 

этого прибора, а также знать факторы, влияющие 

на точность его показаний. 

Главным компонентом высотомера является 

анероидных коробок. 

набор 

Анероидная коробка представляет 

собой две гофрированные мембраны, сваренные 

между собой. Из коробки выкачан воздух, и её внутр 

еннее давление составляет 760 мм рт . ст. (1 бар). 

При изменении статического давления мембраны 

прогибаются внутрь или наружу. Повышение статического 

давления приводит к сжатию анероидной 

коробки, а его снижение (ниже 1 бара) заставляет её 

расшириться. Мембраны посредством механической 

связи соединены со стрелкой индикатора , которая при 

сжатии анероидной коробки отображает уменьшение 

высоты полёта, а пр и расширении - увеличение 

высоты (рис. 7-2). 

Обратите внимание на трубку в задней стенке корпуса 

высотомера , через которую в корпус поп адает 

воздух статического давления. Внешняя камера высотомера 

запая на , в результате чего анероидные коробки 

окружены воздухом статического давления. Если 

статическое давление выше давления в анероидных 

коробках (1 бар), их стенки прогибаются внутрь до тех 

178

Глава 7. Пилотажно-навигационные пр иборы 

Пр иём ни к 

статического 

давления 

Анероидная 

коробка 

Стр елка 100 м 

Стрелка 1 0000 м 

Штриховой индикатор 

Заштрихованная область 

появляется на некоторых 

высотомерах при отображении 

высоты ме нее 3 км над СУМ. 

Голов ка регулятора 

барометрической шкалы 

Стрел ка 1 ООО м 

свободного воздуха С+ 15 ° С) на уровне м оря , а также 

если давление и температура убывают стандартным 

образом при увели чении высоты. Поправка на нестандартное 

давление вносится путём установки скорректированного 

давления на барометрической шкале, 

расположенной на лицевой части высотомера. Окно 

барометрического давления (в котором видна барометрическая 

шкала) часто называют окном Кольсмана. 

Только после внесения поправки высотомер начинает 

отображать верные значения высоты. Слово «верный» 

нуждается в дальнейшем уточнении, когда речь идёт 

о типах высот, но обычно под этим словом понимается 

приблизительная высота над уровнем моря . Другими 

словами, приборная высота (или высота по прибору) 

обозначает нескорректированные показания прибора 

после того, как в окне Кольсмана установлено барометрическое 

давление. Другие типы высот будут подробнее 

рассмотрены ниже. 

Рис . 7-2. Высотомер. 

Окно установки 

высотомера 

Влияние нестандартны х давлений и температур 

Если бы барометрическое давление и температура 

пор, пока давление внутри не станет равным статическому 

давлению окружающего воздуха . И наоборот, 

если статическое давление ниже давления в коробках, 

их стенки выгибаются наружу, увеличивая объём. 

Расширение и сжатие коробок чере з механическую 

цепь передаются на стрелку высотомера. 

Принцип действия 

Барометрический высотомер - 

это анероидный барометр, 

измеряющий атмосферное давление на уровн е 

расположения прибора, и отображающий высоту в ме 

трах. Источником информации для высотомера служит 

статическое давление. На уровне моря воздух плотнее, 

чем на высоте, - с увеличением высоты атмосферное 

давление снижается. Это различие в давлении на разных 

высотах приводит к тому, что высотомер отображает 

изменение высоты . 

Способ отображения у разных ти пов высотомеров 

может существенным образом различаться. Некоторые 

имеют одну стрелку, другие - две и более. В настоящей 

книге рассматриваются только многострелочные высотомеры. 

Шкала обычного высотомера гр адуирована 

по часовой стрелке и имеет десять делений, от нуля до 

девяти. Движение анероидного элеме нта через редуктор 

передаётся на две стрелки, отображающие высоту. 

Короткая стрелка отображает высоту в тысячах ме 

тров, а длинная - в сотнях. 

Однако отображаемая высота соответствует действительности 

только при стандартных значениях барометрического 

давления (760 мм рт. ст.) и температуры 

оставались постоянными, сохранять постоянную высоту 

над уровнем моря было бы несложно , однако такое 

случается редко . За время, проходящее от взлёта до 

посадки ЛА , давление и температура могут меняться 

даже при аэродромных полётах. Пренебрежение этими 

изменениями может сделать полёты очень опасными. 

Если высотомер не скорректирован по нестандартному 

давлению, это способно пр ивести к катастрофе. 

Например , если ЛА попадает из области высокого давления 

в область низкого , и высотомер не отрегулирован, 

показания высоты останутся неизменными , но истинная 

высота ЛА над землёй может оказаться меньше, 

чем приборная . У американских лётчиков есть старая 

поговорк а: «Going from а high to low, look out below» 

(«Переходя из высокого давления в низкое, посмотри 

вниз »). И наоборот, если ЛА попадает из области низкого 

давления в область высокого без корректировки 

высотомера, истинная высота ЛА окажется больше, 

чем приборная. Во время полёта чрезвычайно важно 

следить за показаниями высотомера, не допуская сокращения 

высоты над местностью ниже допустимой. 

Многие высотомеры могут быть скорректированы 

только в диапазоне барометрического давления, не 

превышающего 787 мм рт. ст. (1,05 бар) . Когда барометрическое 

давление превышае т диапазон коррекции 

высотомера, его пока зания оказываются 

меньше , че м истинная высота ЛА. При значительном 

(ниже 711 мм рт. ст.) падении барометрического дав 

ления не рекоменд уется экс пл уатировать ЛА , альтиме 

тры которых не могут быть скорректированы в таком 

диапазоне. 

179


/ 

ив 1!11 

Рис. 7-3. Влияние нестандартной температуры на показания высотомера. 

Поправки, вносимые с целью компенсировать нестандартное 

давление, не обеспечивают компенсации 

нестандартной те мпературы . Поскольку холодный воздух 

плотнее тёплого, при эксплуатации ЛА в условиях 

температуры ниже стандартной следует учитывать, 

что истинная вы сота меньше , чем приборная (рис. 7-3). 

Величина ошибки определяется именно величиной 

этой «разницы» . Пилот а, в первую очередь, должна 

интересовать именно разница между истинной и приборной 

высотами, связанная с низкой температурой. 

При входе в область холодного воздуха и сохранении 

приборной высоты неизменной, истинная высота ЛА 

уменьшится. Если рельеф местности или высота над 

местностью влияют на выбор крейсерской высоты 

полёта (особенно в горных районах), необходимо 

помнить, что при температуре ниже стандартной ис 

тинная высота пол ёта ЛА всегда ниже, чем показания 

высотомера. Поэтому для обеспечения необходимой 

высоты над местностью приборная высота должна 

быть большей. В этом случае используется следующий 

вариант приведённой выше поговорки: «From hot to 

cold, look out below» («Из холода в тепло - пос мотри 

вниз »). Когда воздух теплее стандартного, истинная 

высота ЛА больше, чем показывает высотоме р . Расчёт 

поправки на температуру может быть проведён на навигационном 

компьютере. 

Очень низкая температура также влияет на показания 

высотоме ра . Таблица на рис. 7-4 показывает, какой 

может быть величина ошибки в условиях очень 

низких температур. 

10 2 3 4 5 9 

о 3 5 8 10 13 25 

-1 0 5 9 13 17 21 42 

-20 6 12 18 24 30 59 

-30 8 15 23 30 38 75 

-40 10 19 28 37 46 92 

-50 11 22 33 44 55 109 

13 17 21 25 30 34 38 42 

38 50 63 75 88 100 113 125 

63 84 105 125 146 167 188 209 

88 117 146 175 205 234 263 292 

113 150 188 225 263 300 338 375 

138 184 230 275 321 367 413 459 

163 217 271 325 380 434 488 542 

Рис. 7-4. Вел и чина температурной поправ ки (в метра х) для указанной высоты над аэродромом в зависимости от фактической температуры у 

земли. Из приведённой таблицы видно, что, 

равна 42 м, а истинная высота окажется равной 458 м. 

например, при температуре -10· С и показания х высото м ера 500 м те м пературная поправка будет 

180

Энциклопедия пилота

You also want an ePaper? Increase the reach of your titles

Delete template?

Save as template?