«Земной резонанс» вертолёта — самовозбуждающиеся связанные колебания лопастей винта вертолёта в плоскости его вращения и фюзеляжа или другой поддерживающей винт, конструкции, вызывающие перемещения втулки винта в плоскости его вращения. Колебания лопастей происходят из-за наличия вертикальных шарниров или собственно упругости (при бесшарнирном креплении), перемещения втулки в результате колебаний фюзеляжа вертолёта на шасси или упругих деформаций конструкции. Термин «З. р.» возник в связи с тем, что разрушения вертолётов и автожиров наиболее часто возникали на земле при колебаниях на шасси.
При работе на месте для одновинтового вертолёта возможны 2 зоны неустойчивости, соответствующие двум частотам собственно поперечных колебаний фюзеляжа на шасси: p1 ? 0,3{{?}} и p2 ? {{?}}, где {{?}} — максимальная частота вращения винта. Устранение «З. р.» в первом случае достигается одновременным увеличением демпфирования лопастей винта и шасси. Во втором случае, когда амортизаторы шасси не работают, увеличением демпфирования только в вертикальных шарнирах зона неустойчивости не устраняется. Достаточный запас от {{?}} до нижней границы зоны неустойчивости обеспечивается за счёт подбора частот собственно колебаний фюзеляжа и лопастей.
На режимах движения вертолёта по земле (руление, разбег, пробег) появление «З. р.» возможно из-за снижения частот собственно колебаний в результате изменения динамической реакции катящегося пневматика. «З. р.» может возникнуть также при колебаниях вертолёта с отрывом пневматиков от земли. Появление «З. р.» возможно и в полёте, если частоты собственно колебаний конструкции меньше {{?}}. При этом перемещения втулки в плоскости вращения вызываются упругими колебаниями фюзеляжа (при продольной схеме вертолёта), вала верхнего винта (при соосной схеме), крыла или фермы (при поперечной схеме), хвостовой балки (при одновинтовой схеме с рулевым винтом, имеющим шарниры, аналогичные вертикальным шарнирам несущего винта).
При расчётном определении границ зон неустойчивости движение лопастей может быть описано системой однородных линейных дифференциальных уравнений 2?го порядка с периодичным коэффициентом. При числе лопастей винта n{{?}}3 они сводятся к уравнениям с постоянным коэффициентом Для n = 2 характерно наличие дополнительных зон неустойчивости. Исследование «З. р.» для них затруднено, так как переход к уравнениям с постоянными коэффициентами неизвестен.
Для подтверждения отсутствия «З. р.» проводят специальные испытания вертолёта, при которых обследуют все критические режимы его работы.

Гиперзвуковое течение — течение газа с гиперзвуковыми скоростями. Особенности Г. т. начинают заметно проявляться при достаточно больших, но различных для тел разной формы (сфера, конус и т. п.) значениях Маха числа М. Поэтому и граница, отделяющая сверхзвуковое течение от Г. т., весьма условна. Для всех Г. т. характерным является большое значение отношения кинетическая энергия (энергии поступательного движения частиц газа) к внутренней (тепловой) энергии газа, равное по порядку величины М2. Вследствие этого в Г. т. относительное изменение температуры и других термодинамических параметров много больше относительного изменения скорости, и торможение обтекающего тело потока приводит к значительным возмущениям его параметров. При гиперзвуковом обтекании тел возникают интенсивные ударные волны и большая завихренность течения (см. Вихревое течение). Для расчёта таких течений становиться необходимым использование нелинейных уравнений движения, а также соотношений, описывающих термодинамику газа при больших температурах. Полёт летательного аппарата с гиперзвуковыми скоростями сопровождается сильным аэродинамическим нагреванием поверхности и значительными отличиями аэродинамических характеристик от аналогичных характеристик при сверхзвуковом полёте.
Особенности Г. т. удобно разделить на газодинамические, обусловленные большими значениями чисел М, и термодинамические, проявляющиеся при больших абсолютных температурах газа (характерных для гиперзвуковых режимов полёта летательных аппаратов).
Газодинамические особенности Г. т. связаны с относительными изменениями газодинамических переменных потока. При обтекании тела однородным потоком газа с числом Маха в невозмущенном набегающем потоке М{{?}} > > 1 мерой возрастания давления и внутренней энергии газа в возмущенной части поля течения служит при слабом влиянии вязкости параметр K1 = M{{?}}sin{{?}} ({{?}} — характерный угол наклона поверхности тела к направлению невозмущенного потока). В случае K1 > > 1 за головной ударной волной существенно увеличивается плотность, многократно возрастают давление и температура газа. На границе возмущенного и невозмущенного потоков возникают тонкие, примыкающие к носовой части тела слои газа с относительно большой плотностью (так называемые ударные слои — см. Ньютона теория обтекания). При K1 > > 1 в общем балансе сил и энергии можно пренебречь давлением и внутренней энергией невозмущенного газа. Независимость (точнее слабая зависимость) характеристик течения от этих параметров набегающего потока — одно из важных свойств Г. т. Для случая совершенного газа это свойство равносильно независимости течения от значения М{{?}} (закон стабилизации по числам Маха). Другая важная особенность течений с М > > 1, связанная с сильным торможением потока внутри пограничного слоя, — слабое влияние вязкости (температуры) невозмущенного газа на вязкость газа в пограничном слое. Поэтому в качестве характерного Рейнольдса числа Re, определяющего режим Г. т., принято использовать параметр Re0 = {{??}}V{{?}}L/{{?}}0, где {{??}}, V{{?}} — плотность и скорость набегающего потока, L — характерный размер тела, {{?}}0 — характерное значение вязкости в пограничном слое. Для совершенного газа в качестве {{?}}0 удобно выбирать вязкость при температуре торможения.
Особые газодинамические свойства присущи случаю гиперзвукового обтекания тонких тел (см. Тонкого тела теория), установленных под малыми углами к направлению однородного набегающего потока ({{?}} < < 1, M{{?}} > > 1). Для таких течений углы наклона головной ударной волны к направлению вектора V{{?}} всюду малы, число Маха за волной (вне пограничного слоя) велико, а скорость газа меняется (в основном приближении) лишь в направлении, перпендикулярном V{{?}}. Последнее равносильно тому, что в системе координат, связанной с невозмущенным потоком, смещение частиц газа происходит лишь в плоскостях, перпендикулярных направлению движения. Течение в каждой из таких плоскостей не зависит от течения в остальных, что и составляет содержание закона плоских сечений из которого следует нестационарная аналогия. Согласно этой аналогии, обтекание тела невязким газом при {{?}} < < 1 и М{{?}} > > 1 сводится к нестационарной задаче расширения (сжатия) бесконечного цилиндрического поршня, находящегося в покоящемся газе. Поперечное сечение поршня в момент времени t = x/V{{?}}, где x — координата, отсчитываемая от вершины тела и параллельная V{{?}}, совпадает с поперечным сечением тела в плоскости х.
Структура течения около тонкого тела существенно нарушается, если тело затуплено. Тогда на носовой части тела sin{{?}} ~ 1, и возмущения потока в этой области течения относительно велики. По этой причине вблизи поверхности тела образуется слой сильно завихренного течения с относительно большими значениями энтропии (так называемый энтропийный слой). Возмущения давления распространяются вниз по потоку на расстояния много большие размера затупления и определяются в основном не формой, а сопротивлением затупления. В рамках нестационарной аналогии действие затупления равносильно сильному взрыву (мгновенному выделению энергии) на поверхности поршня в начальный момент его движения (так называемая аналогия с сильным взрывом).
При {{?}} < < 1 существенными особенностями обладает и структура течения в пограничном слое. Торможение гиперзвукового, внешнего потока внутри пограничного слоя вызывает значительный рост температуры и, как следствие, сильное падение плотности газа. В пределе, когда вне пограничного слоя М{{???}}, весь газ протекает в «невязкой» области возмущенного потока, и внешнюю границу слоя можно считать непроницаемой поверхностью. Влияние пограничного слоя на давление аналогично при этом увеличению толщины тела на толщину пограничного слоя и может быть весьма большим. Степень возрастания давления за счёт такого влияния при M{{?}} > > 1 и любых значениях ? оценивается параметром K2 = K2(K1 + 1)-2(Re01/2sin2{{?}})-1. Режимы K2 < < 1, K2~1 и K2 > > 1 носят соответственно названия слабого, умеренного и сильного вязкого взаимодействия. При слабом влиянии разреженности газа (малых Кнудсена числах) и M{{?}}{{?}}1 значение Re0 > > l. Поэтому режимы сильного и умеренного вязкого взаимодействия (K2{{?}}1) реализуются лишь на тонких телах ({{?}} < < 1) при условии M{{?}} > > 1. Важным свойством течений с сильным или умеренным вязким взаимодействием является передачи возмущений вверх по потоку через дозвуковую часть пограничного слоя на расстояния, сравнимые с длиной тела. По этой причине изменение, например, давления в кормовой части тонкого тела может существенно перестроить всё поле течения без отрыва пограничного слоя.
К термодинамическим особенностям Г. т. относятся несовершенство газа (переменность удельных теплоёмкостей), отклонения от термодинамического равновесия и излучение газа. В частности, для воздуха при температурах T > 1000{{ }}К удельной теплоёмкости уже существенно зависят от температуры, а примерно при T > 2000{{ }}К — и от давления (см. Кинетика физико-химическая). В случае полёта в летательном аппарате в атмосфере Земли такие температуры достигаются на его лобовой поверхности соответственно при M{{?}} > 4 и M{{?}} > 8. Течения, в которых процессы установления в газе термодинамического равновесия не успевают за темпом изменения внешних воздействий, называются неравновесными. Предельные режимы неравновесных течений, когда указанные процессы практически не успевают развиваться вообще, называют замороженными. Замороженные течения воздуха и при больших температурах не отличаются от течений при T < 1000{{ }}К, то есть соответствуют течению совершенного газа с показателем адиабаты {{?}} = 1,4. На замороженные течения может оказать сильное влияние разреженность газа (см. Разреженных газов динамика). Эффекты неравновесности растут с уменьшением размеров тела и с увеличением высоты полёта. При движении летательного аппарата типа сферы с характерным размером ~1 м в атмосфере Земли область неравновесных течений для скоростей V{{?}} = 3—11 км/с начинается соответственно с высот H {{?}} 40—60 км, а область замороженных — определяется высотами H > 70 км. При скоростях V{{?}} > 9 км/с все указанные термодинамические эффекты могут сопровождаться интенсивным излучением газа (см. Радиационный тепловой поток). Изменения термодинамических свойств газа при больших температурах могут вызывать значительные изменения аэродинамических и особенно тепловых характеристик тел.
При аэродинамическом проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов необходимо удовлетворить широкому комплексу требований не только к его аэродинамическим, но и к тепловым характеристикам. Большое число явлений, сопровождающих полёт летательного аппарата, исключает при этом возможность полного моделирования условий натурного обтекания в аэродинамических установках. Расчётные методы исследования Г. т. приобретают, таким образом, исключительно важное значение.

Вредное сопротивление — 1) разность между полным сопротивлением аэродинамическим летательного аппарата и индуктивным сопротивлением его несущих поверхностей (крыла, оперения). Складывается из сопротивления фюзеляжа, профильного сопротивления несущих поверхностей, сопротивления гондол силовой установки и т. д. В. с. отсутствует в идеальной жидкости.
2) Разность между полным сопротивлением комбинации нескольких интерферирующих элементов и суммой сопротивлений тех же, но невзаимодействующих элементов (например, крыла, оперения, фюзеляжа); если эта разность является положительной, что свидетельствует о наличии неблагоприятной интерференции аэродинамической, то можно говорить о вредном интерференционном сопротивлении; если отрицательна, то интерференция является полезной. 3) В прикладной аэродинамике В. с. иногда называют сопротивление выступающих в поток элементов, не моделируемых при испытаниях в аэродинамических трубах. К таким элементам относятся, например, приёмники давления и температуры воздуха, антенны, вспомогательные воздухозаборники, обтекатели сигнальных огней, тяг органов управления. К В. с. относят также сопротивление от технологических изъянов поверхности летательного аппарата, таких, как волнистость и шероховатость поверхности, уступы в стыках листов обшивки, выступающие или заглублённые головки заклёпок и болтов, щели между секциями органов управления и т. д.
Ввиду неоднозначности термина «В.с.» необходимо в каждом конкретном случае указывать смысл его применения. В современной аэродинамической практике термин «В. с.» обычно не употребляется.

Волнолёт — трёхмерное тело, наветренная сторона которого образована «отвердевшей» поверхностью тока течения за двумерной (плоской — W на рис. 1. а; цилиндрической или осесимметричной) ударной волной, проходящей через некоторую линию ABC, расположенную на этой ударной волне. Линия ABC образует острую переднюю кромку В. Возмущённое течение у подветренной стороны В. заключено между нею и ударной волной, при больших сверхзвуковых скоростях полёта главным образом этому течению обязано возникновение подъёмной силы, чем и объясняется, название «волнолёт». Подветренная сторона В. может быть образована поверхностью тока какого-либо другого двумерного течения, проходящей через ту же линию ABC, благодаря чему образуется объём В. К числу наиболее простых относятся несущие тела (имеющие подъёмную силу), наветренные стороны которых образованы поверхностями тона за плоским скачком уплотнения (плоскостями) и за осесимметричным коническим скачком уплотнения (плоскостями и сегментами конуса, рис. 1, б); подветренные стороны этих тел образованы плоскостями тока не возмущённого потока, дно плоское. С помощью плоских скачков уплотнения и пересекающихся скачков могут быть построены также ненесущие тела с звездообразным поперечным сечением (рис. 2). интересные тем, что их волновое сопротивление меньше, чем сопротивление конусов тех же длины и объёма. Изменяя форму линии ABC, можно получать В. различной формы в плане (рис. 3), а складывая простые В., — различные формы поперечного сечения. Для изменения формы продольного контура можно воспользоваться прямой и косыми волнами разрежения Прандтля — Майера (см. Прандтля — Майера течение). Несмотря на то, что есть проекты летательных аппаратов, по форме близкие к В., последние скорее следует рассматривать как схемы, дающие возможность элементарного расчёта аэродинамических характеристик и решения задач выбора оптимальных форм и параметров летательных аппаратов.

Турбовальный двигатель — разновидность газотурбинного двигателя, в котором полезная внешняя работа реализуется в турбине, вал которой не связан механически с валом (валами) турбокомпрессорной части двигателя (рис. 1). Т. д. называют также ГТД со свободной силовой турбиной. По условиям работы турбокомпрессора Т. д. во многом сходен с ТРД, если в последнем выходное сопло заменить свободной силовой турбиной. На практике такое преобразование ТРД в Т. д. и наоборот часто встречается. Свободная силовая турбина — конструктивная особенность вертолётных ГТД. Однако Т. д. находит применение и на лёгких самолётах, а также в ряде неавиационных энергетических установок. Выходной вал силовой турбины может быть направлен либо вперёд (через полый вал турбокомпрессорной части), либо назад (через выходной газовый канал). В ряде случаев Т. д. может иметь встроенное пылезащитное устройство на входе и промежуточный редуктор на валу свободной турбины.
Применение свободной силовой турбины существенно отражается на закономерностях взаимного влияния элементов двигателя, способах регулирования и конструктивных формах. В Т. д. помимо обычных характеристик (по частоте вращения турбокомпрессора пт.к., высотной и скоростной) следует также рассматривать и характеристику по частоте вращения свободной турбины пс.к. (рис.2). Для каждого постоянного значения частоты вращения турбокомпрессора, характеризующего уровень располагаемой работы, существует определённая зависимость мощности Nдв, реально выдаваемой Т. д., от частоты вращения свободной турбины. Диапазон возможного изменения частоты вращения выходного вала Т. д. составляет обычно 10—15% от номинальной при оптимальной мощности Nопт. Дальнейшее расширение этого диапазона может приводить к ощутимым потерям мощности.

Интерференция аэродинамическая (от латинского inter — взаимно, между собой и ierio — ударяю, поражаю) — взаимодействие потоков, обтекающих отдельные элементы летательного аппарата или отдельные объекты. Мерой И. а. служит изменение аэродинамических характеристик элемента летательного аппарат или объекта по сравнению с характеристиками изолированного элемента или объекта. В большинстве случаев И. а. является неблагоприятной и приводит к возрастанию сопротивления аэродинамического; эту часть сопротивления обычно называют сопротивлением интерференции. При сверхзвуковых скоростях полёта возможно и благоприятное влияние И. а., например, у Буземана биплана, у самолёта схемы «высокоплан» и в некоторых других случаях.
Знание аэродинамических свойств изолированных элементов летательного аппарата и интерференционных поправок позволяет рассчитать аэродинамические характеристики полной конфигурации и выбрать исходя из каких-либо критериев оптимальное расположение элементов. Если возмущения, вносимые конфигурацией в поток газа, малы и выполняются условия линеаризации уравнений движения (см. Линеаризованная теория), то общая проблема И. а. распадается на ряд самостоятельных задач, и каждый отдельный вид И. а. может быть исследован независимо от других.
В зависимости от типа рассматриваемых элементов выделяют следующие основные виды И. а.: взаимодействие несущих поверхностей, взаимодействие крыла и фюзеляжа, взаимодействие двигательной установки и несущих поверхностей, а также влияние поверхности земли, свободной поверхности и стенок аэродинамической трубы.
При определенных условиях И. а. может быть однонаправленной; например, при сверхзвуковых скоростях полёта имеет место интерференционное воздействие крыла или фюзеляжа на хвостовое оперение, но отсутствует влияние хвостового оперения на крыло и фюзеляж, так как в этом случае возмущения не могут распространяться вверх по потоку. Если влияние одного из элементов комбинации значительно меньше влияния другого элемента (например, воздействие хвостового оперения на крыло или фюзеляж при дозвуковых скоростях полёта или воздействие крыла на воздушный винт являются малыми), то в первом приближении И. а. оказывается однонаправленной.
При сильном взаимном влиянии, которое проявляется в основном в месте сочленения пересекающихся элементов, таких, как крыло и фюзеляж, разделить интерференционные воздействия крыла на фюзеляж и фюзеляжа на крыло и свести исследование И. а. к изучению её отдельных сторон можно только для характерных конфигураций (например, для длинного фюзеляжа с узким крылом с небольшим углом стреловидности — при дозвуковых скоростях; для комбинации крыла с цилиндрическим фюзеляжем или фюзеляжа с крылом, имеющим сверхзвуковую переднюю кромку, — при сверхзвуковых скоростях). В общем случае интерференционные воздействия не разделяются и задача исследования И. а. сводится к определению поля течения около рассматриваемого летательного аппарата с помощью какого-либо метода численного анализа на основе Эйлера уравнений. Вследствие сильной И. а. крыла и фюзеляжа разработан ряд правил оптимизации формы комбинации корпуса с крылом: сверхзвуковое правило площадей (см. Площадей правило), правило моментов площадей и другие экспериментальные исследования И. а. крыла и фюзеляжа впервые были проведены при больших дозвуковых скоростях Г. П. Свищевым и в трансзвуковом диапазоне скоростей английским учёным Р. Уиткомбом. Исследования позволили существенно уменьшить аэродинамическое сопротивление летательного аппарата.

Горючесть — способность вещества, материала, изделия к самостоятельному горению. По Г. вещества, материалы, изделия, конструкции разделяют на: 1) горючие — способные к самостоятельному горению после удаления источника зажигания; 2) трудногорючие — способные к горению под воздействием источника зажигания, но не способные к самостоятельному горению после его удаления или за пределами его воздействия; 3) негорючие — совершенно не способные к горению.
Г. зависит от температуры, давлении, концентрации кислорода в воздухе, скорости потока воздуха, определяющего размера и степени дисперсности образца, в котором наблюдается горение. При этой материал, негорючий в одних условиях, может стать трудногорючим или даже горючим — в других. Г. конструкций и изделий зависит также от их формы и размеров, направления распространения пламени и взаимного расположения материалов с различной Г.
Горючие вещества, материалы и т. п. подразделяют по воспламеняемости: легковоспламеняющиеся — способные воспламеняться от кратковременного воздействия источников зажигания с низкой энергией (пламени спички или газовой горелки, горящей сигареты, искр электро- или газосварки и т. д.); средневоспламеняющиеся — способные воспламеняться от длительного воздействия источников зажигания с низкой энергией; трудновоспламеняющиеся — способные воспламеняться только под воздействием мощных источников зажигания.
Лабораторные методы, как правило, не позволяют оценить истинную Г. нового материала или изделия в условиях эксплуатации. Для реальной оценки Г. используют крупномасштабные огневые опыты или методы математического моделирования пожаров.
Применение легковоспламеняющихся материалов в конструкциях и интерьере любых обитаемых помещений и на летательных аппаратах недопустимо. Международная практика показывает, что материалы средней воспламеняемости в летательных аппаратах также не применяются, а использование трудновоспламеняющихся ограничено лишь мелкими деталями (рукоятками, кнопками и т. п.), удалёнными от потенциальных источников зажигания. В салонах, кухнях, туалетах, багажных и других помещениях пассажирских летательных аппаратов должны применяться только негорючие и трудногорючие материалы. Кроме пониженной Г., авиационные материалы должны также обладать низкой склонностью к дымообразованию и невысокой токсичностью продуктов горения.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) — прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковой скоростью потока в камере сгорания. В отличие от прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сгоранием топлива в дозвуковом потоке в ГПВРД воздух тормозится в меньшей степени — до скорости, превышающей скорость звука. Степень торможения определяется главным образом условиями достижения максимальной эффективности и существенно зависит от режима работы двигателя и условий полёта — Маха числа M{{?}} и высоты полёта. Различают ГПВРД внутреннего и внешнего сгорания. Схематично ГПВРД внутреннего сгорания представляет собой тело с каналом переменный сечения, основные элементы которого (воздухозаборник, камера сгорания и реактивное сопло), выполняя те же функции, что и соответствующие элементы прямоточного воздушно-реактивного двигателя, имеют отличия, связанные со спецификой теплоподвода к сверхзвуковому воздушному потоку (рис. 1). Контуры ГПВРД внешнего сгорания образованы внешней поверхностью летательного аппарата и зоной теплоподвода, возникающей при подаче топлива в обтекающий летательный аппарат сверхзвуковой поток и сгорании топливовоздушной смеси (рис. 2). Сгорание смеси в ГПВРД обоих типов может происходить без сильных скачков уплотнения, переводящих сверхзвуковой поток на входе в сверхзвуковой поток меньшей скорости на выходе из зоны горения (ГПВРД с камерами постоянного сечения при малой степени теплоподвода и ГПВРД с расширяющейся камерой), или с сильными скачками уплотнения перед зоной теплоподвода (ГПВРД со стабилизацией горения на выступающих в поток плохообтекаемых телах или при любых способах стабилизации, но при большой степени теплоподвода). Предельная степень теплоподвода в камере, при которой перед ГПВРД появляется отошедшая ударная волна (или скачок уплотнения) и изменяется режим течения воздуха на входе, зависит от формы камеры сгорания (камера постоянного сечения, расширяющаяся или сужающаяся) и режима полёта. Для расширения диапазона работы ГПВРД без отошедшей волны в сторону меньших М{{?}} используется либо расширяющаяся камера, либо комбинированная, состоящая из участка с постоянной площадью поперечного сечения, в котором реализуется теплоподвод с торможением потока до звуковой скорости, и расширяющегося участка, реализующего теплоподвод при М{{?}}1. Значительное расширение диапазона работы ГПВРД может быть достигнуто применением так называемых двухрежимных прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ДПВРД). работающих в начальном диапазоне М{{?}} на режиме дозвукового горения, а при больших М{{?}} — на режиме сверхзвукового горения, то есть при подводе теплоты к сверхзвуковому потоку (рис. 3). Переход с одного режима на другой в зависимости от конструкции ДПВРД может происходить автоматически или в результате переключения поясов подачи топлива.
Идеальным термодинамическим циклом ГПВРД является так называем цикл Брайтона с изменением процесса теплоподвода в зависимости от условий протекания процесса сгорания в камере — изобарический процесс в расширяющейся камере и процесс с ростом давления в камерах постоянного сечения и в сужающейся (рис. 4). Действительная работа цикла ГПВРД зависит от скорости полёта, степени и условий теплоподвода, степени торможения воздушного потока и уровня потерь в элементах двигателя.
В ГПВРД могут использоваться жидкие, твёрдые и гибридные топлива. Наибольшая эффективность (коэффициент полезного действия, тяга и т. п.) ГПВРД достигается при гиперзвуковых скоростях полёта (отсюда название). Соответственно и предполагаемая область применения ГПВРД; силовые установки гипёрзвукового летательного аппарата и ракет различного назначения при полётах в атмосфере с М{{?}} > 6.

Герметизация — обеспечение непроницаемости стенок и соединений в деталях, узлах и агрегатах летательного аппарата для предотвращения утечек газов и жидкостей. Различают Г. полную и неполную. Выбор методов и технологии Г. на летательном аппарате определяется назначением детали, узла, конструкции, характером действующих нагрузок и предполагаемой деформацией соединения. Для Г. пористых деталей (например, литых) в основном применяют пропитку их герметиками, в том числе анаэробными. Г. деталей из композиционных материалов производят креплением к ним непроницаемых плёнок. Для Г. проёмов люков применяют прокладки, формуемые из герметиков (непосредственно по месту уплотнения) и из резины. На подвижных соединениях и вращающихся валах ставят сальниковые, лабиринтные и другие уплотнения. Для Г. металлических неразъёмных соединений часто используют сварку, пайку, развальцовку, расчеканку, а также создают в местах сопряжения деталей натяг. Г. соединений с точечным и прерывистым силовым швом производится герметизирующими составами, которые после нанесения на шов и вулканизации в рабочем состоянии обладают достаточной эластичностью, прочностью, хорошей адгезией, коррозионной стойкостью и способностью не разрушаться под действием рабочей среды. Герметизирующие составы — полимерные композиции на основе синтетических каучуков (полисульфидных, кремнийорганических, кремнийфторорганических, уретановых и др.). Г. большинства заклёпочных, болтовых и других соединений планёра самолёта обеспечивается герметизирующими составами. Существуют 3 основных метода Г.: поверхностный, внутришовный и комбинированный. Перед нанесением герметика необходимы тщательная очистка и обезжиривание поверхностей соединения.

Газообразное топливо — различные газообразные вещества, окисление которых сопровождается значительным выделением теплоты. Г. т. обладает рядом преимуществ перед жидкими и твёрдыми топливами. При сжигании газов не образуется золы. Основной недостаток Г. т. — малая плотность. К Г. т. относятся водород, лёгкие углеводороды (метан, пропан, бутан и др.), природный и попутный нефтяной газы и другие смеси в основном углеводородных газов. Г. т. значительно различаются по свойствам и теплотехническим характеристикам. Сжиженные водород, индивидуальные углеводороды (метан, пропан), природный и попутный нефтяной газы рассматриваются как возможные топлива для авиационных силовых установок.