Колеса шасси — служат для перемещения и руления при взлёте и посадке летательного аппарата. Применяются нетормозные (на передних стойках, хвостовых и подкрыльевых опорах; см. рис.) и тормозные К. ш., которые могут иметь колодочные, камерные, ленточные, дисковые тормоза (см. Тормоза самолёта).
Основные элементы — литой или штампованный барабан с двумя ребордами и пневматик. В корпус барабана запрессовываются радиально-упорные подшипники и устанавливаются тормоза. Для уплотнения внутренней полости барабана служат сальники и защитные крышки. На барабане монтируются камерные или бескамерные пневматики. Бескамерный пневматик состоит из каркаса, колец жёсткости, брекера (слоя резины) и протектора. Камерный пневматик, кроме того, имеет камеру с вентилем и подпятником. Многослойный каркас пневматика изготавливается из капронового корда. Для жёсткости в борт пневматика заделывается металлическое кольцо.
В зависимости от посадочной скорости летательного аппарата и требований к его проходимости различают пневматики сверхнизкого (250—350 кПа, посадочная скорость до 200 км/ч); низкого (350—650 кПа, скорость до 250 км/ч); высокого (650—1000 кПа, скорость до 300 км/ч) и сверхвысокого (более 1000 кПа, скорость более 300 км/ч) давления. Поверхность пневматиков выполняется рельефной. Рисунок обеспечивает устойчивость движений колеса и увеличивает сцепление с грунтом. Обычно температура в зоне контакта пневматика с колесом не превышает 125{{°}}С, в зоне тормозного пакета не должна превышать 450—500{{°}}С, в то время как температура на поверхности фрикционных элементов может превышать 1000{{°}}С. Такой жёсткий тепловой режим требует принудительной воздушной вентиляции, замкнутой системы жидкостного охлаждения или системы охлаждения испарительного типа (смесь воды со спиртом) для боевых самолётов. Время остывания колеса и тормоза (иногда 3—4 ч) накладывает ограничения на эксплуатационный режим самолёта (например, не более 4 посадок за 10 ч работы).

Cистема жизнеобеспечения (СЖО) — комплекс технических средств (устройств, агрегатов и запасов веществ), обеспечивающих необходимые условия жизнедеятельности экипажа и пассажиров летательного аппарата в течение всего полёта. Поскольку организм человека сохраняет жизнедеятельность лишь в пределах небольших отклонений от нормальных наземных условий, то функция СЖО заключается в создании на любой высоте полёта летательного аппарата для экипажа и пассажиров условий жизнедеятельности и функционирования, близких к имеющимся на земле.
В задачу СЖО входит поддержание в кабинах требуемых значений давления, скорости изменения давления, температуры, влажности, скорости движения и расхода воздуха, парциального давления кислорода, углекислого и других газов; очистка воздуха от вредных примесей; защита экипажа и пассажиров от вредного воздействия шума, солнечной радиации и др. Эти задачи решаются с помощью ряда частных систем (подсистем) всего комплекса СЖО, обеспечивающих соответствующие стороны жизнедеятельности организма (газообмен, теплообмен) и условия для поддержания необходимой работоспособности.
СЖО могут быть коллективными (СЖО многоместных кабин экипажа, салонов пассажирских самолётов) и индивидуальными (СЖО отделяемых капсул, кабин одноместных летательных аппаратов; см. рис.). Одним из эффективных способов обеспечения работоспособности экипажей летательных аппаратов и необходимых жизненных условий для пассажиров гражданских самолётов является применение гермокабин с системами кондиционирования воздуха (СКВ).
Давление воздуха в кабинах пассажирских и транспортных самолётов должно поддерживаться не ниже 74,5 кПа. При этом предупреждается развитие высотной декомпрессионной болезни (см. Декомпрессия) и выраженной кислородной недостаточности. В кабинах боевых самолётов с продолжительностью полёта до 2 ч допускается минимальное давление около 36 кПа, а при длительности более 2 ч — 46,5—41,3 кПа. Такие параметры давления и времени его выдерживания достаточны для профилактики высотной декомпрессионной болезни, но требуют дополнительного кислородного обеспечения экипажа. Из-за низкой способности организма человека быстро выравнивать давление в полузамкнутых полостях (главным образом в полостях среднего уха и придаточных пазух носа) с изменяющимся внешним давлением существуют ограничения скорости повышения давления в кабине до 660 Па/с и скорости снижения до 1330 Па/с (при перевозке пассажиров эти параметры составляют соответственно 24 и 33 Па/с). Для исключения попадания вредных примесей из окружающей среды в кабину в ней всегда поддерживается небольшое избыточное давление.
В кабинах летательных аппаратов должна устанавливаться температура 20—25{{°}}С через 10—20 минут полёта. На непродолжительное время (10—20 минут) допускается понижение температуры в кабине до 5{{°}}С и повышение до 45{{°}}С. Перепад температуры воздуха в области головы и ног не должен превышать 5{{°}}С. Для улучшения гигиенических условий в кабине предусматриваются индивидуальные воздушно-душирующие устройства и вентиляторы, с помощью которых можно регулировать интенсивность подачи и направление потока вентиляционного воздуха на лицо и туловище. Кроме того, для создания комфортных условий используются подсистемы кондиционирования воздуха специального снаряжения экипажа, которые обеспечивают температуру подаваемого воздуха в пределах 10—80{{°}}С при его расходе от 250 до 450 л/мин. Скорость движения воздуха в кабине на рабочих местах экипажа не должна превышать 1,5 м/с, а в местах размещения пассажиров — 0,5 м/с. Необходимый температурный режим в кабинах летательного аппарата наряду с охлаждением и нагревом воздуха с помощью СКВ обеспечивается также применением теплоизоляции стенок кабины. В зависимости от назначения, скорости и высоты полёта для кабин летательных аппаратов применяют различные способы тепловой защиты (см. Теплоизоляционные материалы).
Относительная влажность воздуха в кабинах летательных аппаратов при полётах до 4 ч строго не регламентируется. В более длительных полётах оптимальное значение влажности воздуха составляет 40—60%. В целях улучшения микроклимата кабин летательного аппарата разрабатываются устройства для увлажнения и ионизации воздуха.
Системы наддува и кондиционирования воздуха кабины используются также для удаления продуктов жизнедеятельности и вредных примесей. Парциальное давление углекислого газа в кабине летательного аппарата не должно быть более 0,26—0,93 кПа, концентрация оксида углерода — 0,02 мг/л, паров топлива — 0,3 мг/л, продуктов термического разложения минеральных масел — 0,005 мг/л. Эффективное удаление вредных примесей из воздуха обеспечивается при кратности обмена воздуха в течение 1 ч не менее 5 в кабине экипажа и не менее 20 в пассажирском салоне.
Защита экипажа и пассажиров от внешнего шума осуществляется с помощью звукоизоляции стенок кабины. Для поглощения внутрикабинного шума, создаваемого главным образом движущимся по трубопроводам вентиляционным воздухом, применяются глушители. Уровень шумов в кабине летательного аппарата не должен превышать значений, устанавливаемых Нормами шума. Обычно допустимые уровни акустических шумов регламентируются медико-техническими требованиями на конкретный летательный аппарат и используемое экипажем защитное снаряжение.
Отдельные элементы СЖО и её подсистем (кабина, кресло, снаряжение и т. д.) служат также для защиты экипажа и пассажиров от вибраций. Для дополнительного питания кислородом экипажа и пассажиров применяется кислородное оборудование.
Для защиты членов экипажа летательного аппарата от воздействия неблагоприятных факторов наряду с бортовыми системами применяется носимое защитное снаряжение, например, высотно-компенсирующие и противоперегрузочные костюмы, защитные и герметичные шлемы, скафандры и т. д. (см. Высотное снаряжение).
Необходимость в технических средствах обеспечения жизнедеятельности экипажа существенно возрастает с увеличением продолжительности полёта. В длительных (многочасовых) полётах наряду с нерегенеративными подсистемами СЖО, предусматривающими наличие бортовых запасов кислорода, воздуха, воды и т. д., применяют подсистемы, основанные на регенерации этих веществ на борту летательного аппарата в полете.

Парашют — устройство для торможения объекта, движущегося в сопротивляющейся среде. Комплекс П., раскрывающихся последовательно один за другим, составляет парашютную систему. Для снижения скорости свободного падения лётчика (при вынужденном покидании летательного аппарата), десантника, спортсмена-парашютиста, технического объекта или груза служат спасательные, десантные, спортивные и грузовые П. Для обеспечения безопасной посадки космических аппаратов в атмосфере Земли (планет) применяются посадочные П. Для создания заданных усилий, направленных против вектора скорости движения объекта в воздухе, используются специальные П.: противоштопорные, стабилизирующие, вытяжные, тормозные.
Основные части П.: купол со стропами, крепящимися к подвесной системе, вытяжное кольцо с тросом и шпильками, ранец для компактного размещения купола, строп и вытяжного П. Используются П., имеющие различную форму купола в плане (круглую, прямоугольную, треугольную), площадь купола 50—80 м2. Площадь запасного П. 40—50 м2 (минимальная площадь для безопасного снижения человека с куполом тормозящего действия). Скорость нормального снижения П. не превышает 7 м/с. Купол П. выполняется из тканей (шёлк, хлопок, нейлон, капрон, стеклометаллизированных волокно и т. п.) различной воздухопроницаемости — от 0 до 500 дм3/(м2с), которые отличаются несминаемостью, высокими прочностью, термостойкостью и малой удельной массой.
П. вводится в действие принудительно — при отделении парашютиста от летательного аппарата на длину вытяжной верёвки (фала), один конец которой крепится к летательному аппарату, а другой — к вытяжному кольцу П., — от полуавтоматического прибора или вручную.
Схема и описание П. впервые даны Леонардо да Винчи (1475). Первые прыжки с П. совершили: с башни обсерватории — французский физик Л. С. Ленорман (1783), с воздушного шара — французский воздухоплаватель А. Ж. Гарнерен (1797). Эти П. имели жёсткий каркас., который поддерживал раскрытый купол. Первый ранцевый спасательный П. был создан в России в 1911 Г. Е. Котельникоеым. Его П. РК-1 с помощью подвесной системы крепился на спине лётчика. П. успешно прошёл испытания. Партия П. РК-1 (70 штук) поступила для снаряжения лётчиков тяжёлых бомбардировщиков «Илья Муромец». П. РК-1 использовался в воздухоплавании для прыжков с подбитых аэростатов во время Первой мировой войны. Котельников, совершенствуя свой П., создал модель с мягким ранцем (РК-3, 1923) и ряд грузовых П. Большой вклад в развитие парашютной техники в СССР внесли И. Л. Глушков, О. И. Волков, Н. А. Лобанов, А. И. Привалов, Ф. Д. Ткачёв и др., а также испытатели Е. Н. Андреев, В. Г. Романюк, П. И. Долгов и др. В 1956 в СССР был создан первый в мире щелевой манёвренный спортивный П. Т-2. Активное управление им и горизонтальную скорость перемещения обеспечивала реактивная сила воздушного потока, вытекающего через регулируемые щели в куполе. Дальнейшее развитие щелевого купола с втянутой вершиной обеспечило П. высокую манёвренность и аэродинамическое качество, равное 1, при вертикальной скорости снижения 5 м/с (Ут-15).
В 70?е гг. проводились исследования различных конструкций планирующих П., что привело к созданию индивидуальных П. с планирующим куполом в форме дельтавидного крыла (Дельта-II-УИНГ, США), парашюта-крыла прямоугольной формы в плане (RL-6, ГДР) с однослойным многощелевым крылом-куполом. Спортивный планирующий П. представляет собой крыло (с аэродинамическим качеством более 2,5) прямоугольной формы с двухслойной воздухонепроницаемой оболочкой. К таким П. относятся: ПО-9 (СССР), «Страто-стар» (США), RL-10 (ГДР). Эти планирующие П. имеют аэродинамическое качество 2,5—3,3, площадь крыла-купола 16,8—21 м2, скорость горизонтального полёта 9—13,5 м/с при скорости снижения 3—5 м/с. Управляют планирующим П. двумя стропами управления, которыми осуществляют рифление всей задней кромки купола или правой и левой её частей.
Грузовые П. позволяют десантировать грузы и технику массой до 20 т (например, бронетранспортёры). Они могут иметь один купол площадью до нескольких тысяч м или многокупольную систему. Грузы сбрасываются в контейнере или на платформе, сброс может производиться на малой высоте с помощью вытяжного П.
Противоштопорный П. (см. Противоштопорные устройства) применяется для аварийного вывода самолёта или планёра из штопора во время лётных испытаний (исследований их штопорных характеристик).
Стабилизирующие и вытяжные П. имеют самостоятельное назначение — стабилизацию объектов при свободном падении, при движении с горизонтальной скоростью (сброс грузов с малых высот), при извлечении грузов из летательного аппарата, но они используются главным образом в сложных парашютных системах в качестве промежуточных устройств для подготовки ввода в действие основного П.

Закрылок — профилированный, обычно отклоняющийся элемент механизации крыла, расположенный вдоль его задней кромки и предназначенный для улучшения аэродинамических характеристик летательного аппарата. З. используются при взлёте и посадке для увеличения подъёмной силы крыла, а также в полёте для улучшения манёвренных характеристик летательного аппарата. З. могут быть установлены по всему размаху крыла или по его частям (в этом случае различают внутренние З. используемые в основном при взлёте и посадке, и внешние З. используемые обычно при манёврах летательного аппарата). Однако для З. занимающих часть крыла, существенны пространственные эффекты, которые снижают их эффективность и приводят к увеличению индуктивного сопротивления.
При использовании З. увеличение подъёмной силы происходит за счёт изменения поля течения около крыла, обусловленного одной или несколькими из следующих причин: изменением геометрии профиля путём увеличения кривизны профиля; увеличением площади несущей поверхности (например, З. в форме щитков); воздействием на пограничный слой с целью затягивания его отрыва (например, Коандэ закрылок); интерференцией аэродинамической З. с основной частью крыла (например, щелевой закрылок, Фаулера закрылок); реакцией выдуваемой струи газа (например, струйный закрылок).
З. различных схем показаны на рис. Выпуск и уборка З. могут производиться автоматически или по команде из кабины лётчика с помощью гидро-, пневмо- и электроприводов. Первые самолёты с механизацией задней кромки крыла были построены в 20?х гг. В СССР З. впервые были установлены на самолётах Р-5, Р-6, РГ-I. Более широко З. стали применяться в 30?х гг., когда получила распространение схема свободнонесущего моноплана. Конструкция З. в общем аналогична конструкции крыла.
Для исследования аэродинамических характеристик З. и изучения влияния на его эффективность различных параметров моделирование течения обычно проводится в рамках теории плоского движения идеальной жидкости. Однако на работу З. большое влияние оказывают вязкость среды и пространственность (трёхмерность) течения. Моделирование таких течений очень сложно, поэтому аэродинамические характеристики З. определяются, как правило, экспериментальным путём.

Десантно-транспортное оборудование летательного аппарата — предназначается для загрузки, размещения и закрепления в летательном аппарате перевозимых грузов и личного состава, а также для их выгрузки или сбрасывания на парашютах.
К транспортному относятся верхнее (рис. 1) или (и) нижнее (рис. 2) погрузочное оборудование, а также грузовые трапы, защитные настилы пола, упорные колодки, распределители нагрузки и швартовочное оборудование. По грузовым трапам производится загрузка колёсной и гусеничной техники, они выполняются как отдельные съёмные элементы или как отклоняемая часть конструкции грузового люка (см. Рампа). Защитные настилы предназначены для исключения пробуксовки в процессе загрузки самоходной колёсной и гусеничной техники и исключения повреждения грузового пола. Выполняются в виде укладываемых на грузовой пол дорожек. Упорные колодки используются для страховки колёсной техники в процессе её загрузки (выгрузки), распределители нагрузки — для рассредоточения нагрузок на пол от опор перевозимой техники, Швартовочное оборудование (рис. 3) обеспечивает закрепление в кабине перевозимых грузов.
К десантному оборудованию относятся: транспортёры и роликовые конвейеры, обеспечивающие размещение и направленное движение вдоль грузовой кабины сбрасываемых грузов; устройства подвески вытяжных парашютных систем; сиденья; устройства принудительного введения в действие парашютных систем; механизмы уборки вытяжных звеньев парашютов; ограждения и створки.
Транспортёры в основном используются для сброса грузов в укупорке. Грузы располагаются группами (рис. 4) и перемещаются к проёму грузового люка вместе с магистралями транспортёра приводом. При сбросе техники и грузов, размещённых на парашютных платформах (рис. 5), последние вместе с магистралями транспортёра приводятся в движение вытяжными парашютными системами. Эти системы вводятся в действие по команде экипажа путём сброса с устройства подвески в воздушный поток за самолётом через проём открытого грузового люка. С платформой вытяжная система соединяется тросом. После отделения груза или платформы от самолёта парашютные системы, на которых они снижаются, вводятся в действие вытяжными звеньями, соединёнными с устройствами принудительного введения в действие парашютных систем. Роликовые конвейеры более просты по конструкции и в эксплуатации, чем транспортёры, но сбрасываемые грузы должны быть обязательно размещены на платформах, которые приводятся в движение вытяжной системой.
Сиденья предназначаются для размещения личного состава. В зависимости от расположения в грузовой кабине летательного аппарата различают бортовые и центральные сиденья. Они бывают одно- и многоместными.
Устройства для принудит, введения в действие парашютных систем парашютистов выполняются в виде расположенных вдоль грузовой кабины тросов или труб, по которым перемещаются поводки с кольцами. К кольцам или непосредственно к тросам крепятся карабины вытяжных звеньев парашютов. Ограждения и створки предназначены для организации и регулирования направленного движения парашютистов при их перемещении по грузовой кабине к проёмам, через которые производится сброс, а также для защиты парашютистов от повреждения движущимся вблизи грузом или воздушными потоками, возникающими при открывании грузовых люков и дверей.

Гидравлическое оборудование летательного аппарата — предназначается для привода в действие различных бортовых функциональных систем — потребителей. Г. о. содержит источники давления (насосы, гидроаккумуляторы), баки с рабочей жидкостью, трубопроводы, арматуру, различные клапаны, фильтры, гасители пульсаций, приборы контроля, защиты и сигнализации. В число потребителей гидравлической энергии входят исполнительные механизмы отклонения органов управления (гидроусилители, рулевые приводы, рулевые машинки), уборки и выпуска шасси, управления воздухозаборниками двигателей, тормозные механизмы колес шасси и т. д. Работа насосов без кавитации при полёте летательного аппарата в разреженной атмосфере или космосе достигается созданием герметичного Г. о. с избыточным давлением внутри него. Поддержание рабочего давления в заданных пределах осуществляется стабилизаторами давления (регуляторами насосов, автоматами разгрузки). Для защиты Г. о. от перегрева используются топливожидкостные теплообменники. В целях безопасности полётов Г. о. обычно выполняется с резервированием (кратность 2—4). На некоторых летательных аппаратах дополнительно устанавливают аварийное Г. о., которое при отказе основной системы приводится в действие ветродвигателями, выдвигаемыми в воздушный поток, электродвигателями или газовыми турбинами с приводом от вспомогательной силовой установки.
Масса Г. о. составляет 1—1,5% взлётной массы для тяжёлых, 2—3% для лёгких манёвренных самолётов и 1—2% для вертолётов. Установочная мощность Г. о. различных летательных аппаратов от 0,75 кВт до 2 МВт, давление от 7 до 28 МПа, объём рабочей жидкости от 6 до 850 л, длина трубопроводов от 40 до 5000 м, рабочий диапазон температур от —60 до 180{{°}}С. Преимущества Г. о. перед электрическими и пневматическими системами заключаются в достижении значительных удельных сил и мощностей, в широких пределах плавного изменения скоростей перемещения механизмов и высокой степени устойчивости к внешним нагрузкам. До 40?х гг. в основном применялись простейшие гидропередачи с ручным приводом. С середины 30?х гг. до середины 50?х гг. в военной авиации и ракетной технике использовалось Г. о. с комплексными автономными электрогидравлическими приводами, питаемыми бортовой электросетью. С 50?х гг. широкое распространение получило Г. о. с приводом от маршевого двигателя, включающее насосы постоянной подачи с автоматом нагрузки или насосы переменный подачи. Г. о. с приводом от электродвигателей применяется на летательных аппаратах с невысокой мощностью насосов. С 80?х гг. внедрены насосы переменный подачи с электромагнитным клапаном разгрузки.

Щитки — конструктивные элементы ЛА, используемые для изменения аэродинамических сил или для защиты отдельных агрегатов ЛА от набегающего потока. Появились в 30—40?х гг. Щ. как элементы механизации крыла могут устанавливаться в передней или (и) задней части крыла и предназначены для увеличения подъёмной силы на больших углах атаки (при взлёте и посадке) за счёт изменения кривизны, профиля. Выполняются в виде пластин, которые могут отклоняться или смещаться (выдвижные Щ.) вдоль хорды крыла. Щ. действуют аналогично предкрылкам и закрылкам, проще их по конструкции, но менее эффективны. К аэродинамическим Щ. можно также отнести некоторые управляющие поверхности (см. Интерцептор, Тормозной щиток).
Защитные Щ. обычно выполняются в виде поворотных или сдвижных панелей, закрывающих, например, нишу шасси после уборки его в полёте, объектив фотоаппарата в нерабочем положении на самолёте-разведчике и т. д. Часто применяются Щ. на колёсах шасси для защиты самолёта от грязи и камней, вылетающих из-под колёс при взлёте и посадке. Управление Щ. осуществляется из кабины экипажа либо производится автоматически, когда Щ. механически связаны с агрегатами, которые они закрывают. (например, управление Щ. шасси согласовано с выпуском и уборкой стоек шасси).
Технологически Щ. выполняются в виде клёпаной или сварной конструкции, с силовым набором или клеёной (паяной) конструкции с сотовым заполнителем. При изготовлении Щ. широко используются различные композиционные материалы. Наружная обшивка Щ., выходящая в поток, обычно бывает криволинейной и в закрытом положении вписывается в аэродинамические формы самолёта.

Трап — устройство для входа пассажиров и экипажа в ЛА и выхода из него. По конструкции Т. разделяются на несамоходные, встроенные в здание аэровокзала и встроенные в ЛА .
Несамоходные Т. изготовляются из лёгких конструкций и состоят из каркаса с боковым ограждением и поручнями, ступеней и верхней площадки. Для удобства перемещения несамоходные Т. устанавливаются на металлические обрезиненные или бескамерные пневматические колёса. Несамоходные Т. не регулируются по высоте, то есть имеют постоянную посадочную высоту.
Самоходные Т. по типу привода разделяются на Т. с электроприводом и Т. с приводом от двигателя внутреннего сгорания. Самоходные Т. с электроприводом перемещаются при помощи электродвигателя постоянного тока, питающегося от аккумуляторных батарей. Т. состоит из ходовой части с рулевым управлением и приводом колёс, подъёмной лестницы, механизма подъёма лестницы гидравлического типа, нижней и верхней площадок. Изменение высоты подъема Т. для обслуживания ЛА с различным уровнем расположения входного люка достигается изменением угла наклона лестницы при помощи механизма подъёма. Т. с приводом от двигателя внутреннего сгорания, как правило, монтируются на автомобильном шасси. Основная часть такого Т. — телескопическая двухсекционная лестница с ограждениями, поручнями и стационарно закреплёнными на лестнице ступенями. Верхняя секция лестницы оборудована горизонтальной посадочной площадкой с выдвижным устройством. Изменение высоты Т. достигается путём выдвижения верхней секции; стыковка трапа с ЛА производится выдвижением концевой части верхней площадки. Для обеспечения устойчивого положения при посадке-высадке пассажиров самоходные Т. всех видов оборудуются выносными гидравлическими опорами.
Т., встроенные в здание аэровокзала, по принципу действия разделяются на поворотные и стационарные. Поворотный Т. состоит из двух или трёх телескопических секций — галерей, опирающихся на неподвижную и подвижную опоры, и головки Т., шарнирно закреплённой на концевой секции. Неподвижная опора (ротонда) устанавливается в непосредственной близости от аэровокзала и соединена с ним крытым мостиком — переходом. Подвижная опора обычно опирается на два колеса. На раме опоры размещены механизмы привода колёс, поворота каретки и подъёма Т. Все механизмы могут быть электромеханического или гидравлического типа. Подвод Т. к ЛА осуществляется четырьмя движениями: поворотом вокруг ротонды на необходимый угол (ось колёс подвижной опоры совпадает с продольной осью трапа); выдвижением Т. путём телескопирования его секций (ось колёс подвижной опоры перпендикулярна продольной оси Т. — подвижная опора растягивает телескоп); подъёмом Т. на необходимую высоту; стыковкой головки Т. с фюзеляжем ЛА (поворот головки). Стационарный Т. постоянно закреплён на галерее аэровокзала. Стыковка его с ЛА производится путём телескопирования выдвижной секции, подъёма Т. и поворота его головки. Такая конструкция Т. требует точной установки ЛА на месте стоянки, что достигается применением специальной системы наведения.
Т., встроенные в ЛА, являются элементом конструкции фюзеляжа — пассажирской дверью и в открытом положении выполняют роль Т. Одним торцом такой Т. шарнирно прикреплён к фюзеляжу, а другой его торец опускается до земли (и поднимается обратно) при помощи гидравлического (основного) или ручного (запасного) привода. В убранном положении Т. герметично закрывается и фиксируется. Т. могут быть расположены по борту фюзеляжа или в его хвостовой части (с торца). Некоторые ЛА оборудованы Т., которые после открытия двери вручную выставляются одним концом на землю, а другой конец при этом закрепляется на пороге двери.

Тормоза самолёта — устройства, предназначенные для сокращения длины пробега самолёта после посадки или прерванного взлёта, облегчения маневрирования самолёта на аэродроме, обеспечения его неподвижности при опробовании двигателей. После посадки кинетическая энергия самолёта, обусловленная поступательная скоростью, переходит в работу, затрачиваемую на преодоление сил аэродинамического сопротивления и сил трения, возникающих при торможении колёс. Различают три типа Т. с. — колодочный, камерный и дисковый.
Основная часть колодочного тормоза — отлитые из лёгких сплавов колодки (две и более), на наружных поверхностях которых устанавливаются накладки из материалов, обеспечивающих при работе тормоза большой коэффициент трения. Колодки связаны между собой пружинами. При включении тормоза силовой привод (как правило, гидравлический или пневматический) прижимает колодки к тормозной рубашке, жёстко закреплённой на корпусе колеса и вращающейся вместе с ним. После снятия усилия с силового привода тормозные колодки возвращаются в исходное положение пружинами. Тормоза такого типа создают достаточно большой тормозной момент. Основной недостаток — неравномерный износ колодок.
В камерном тормозе торможение осуществляется подачей жидкости под давлением или сжатого воздуха в резиновую кольцевую камеру, что приводит к прижатию тормозных колодок к тормозной рубашке. Камерные тормоза просты в изготовлении и эксплуатации, отличаются плавной работой, без заклинивания, высокой весовой эффективностью, критерием которой является отношение массы тормоза к поглощаемой энергии. Основные недостатки: замедленность действия, большой расход воздуха и потеря камерой упругих свойств при низкой температуре.
Дисковые тормоза действуют по принципу фрикционной муфты сцепления. На барабане колеса и корпусе тормоза укреплены вращающиеся вместе с колесом и неподвижные тормозные диски. Диски перемещаются вдоль оси колеса. Тормозной эффект достигается тем, что вращающиеся диски прижимаются к неподвижным. Дисковые тормоза компактны, создают большой тормозной момент, работают плавно, без заклинивания, не требуют точной концентричности колеса и барабана. Недостатком является плохой отвод тепла от поверхностей трения, вследствие чего при длительном и непрерывном торможении возможен перегрев. В конце 70?х гг. появились диски из композиционных материалов, способные поглощать ту же энергию при значительно меньшей массе.
Наибольшая эффективность торможения достигается при обеспечении предельного коэффициента трения, которому соответствует определённое относительное проскальзывание колеса. Увеличение тормозного момента приводит к увеличению относительного проскальзывания, уменьшению коэффициента трения и к последующей полной блокировке колеса — юзу, что, в свою очередь, может вызвать разрушение пневматика. Чтобы достичь наибольшей эффективности торможения и исключить юз, на многоколёсных шасси применяется автоматическое регулирование тормозного момента. Наиболее широкое распространение получили автоматы торможения дистанционного действия с электроинерционными или электрическими датчиками.
Рост посадочных скоростей потребовал применения дополнительных средств, позволяющих уменьшить длину пробега: тормозных парашютов, реверсивных устройств.
Историческая справка. Применению тормозных механизмов колёс, позволяющих развивать большой тормозной момент, длительное время препятствовала схема шасси с хвостовым колесом. При сильном торможении создавалась опасность опрокидывания ЛА на носовую часть (центр масс располагался непосредственно за главными опорами). Появление схемы шасси с носовой опорой решило проблему торможения и полностью исключило опасность опрокидывания ЛА.
Колодочные и камерные тормоза применялись до 50?х гг. Их энергоёмкость оказалась недостаточной для возрастающих масс ЛА. Был разработан дисковый тормозной механизм, способный поглощать значительно большую кинетическую энергию и работать с более высокими нагрузками. На современных ЛА (кроме очень лёгких самолётов) применяют только дисковые тормоза.

Радиосвязное оборудование — предназначается для двустороннего обмена информацией между экипажем летательного аппарата и наземными радиостанциями и другими летательными аппаратами, а также для внутренней связи между членами экипажа в полёте и на земле. В гражданской авиации используются следующие диапазоны радиочастот: 2—30 МГц — для дальней связи (на расстояниях до 3000 км); 118—137 МГц — основной, для оперативной связи в пределах прямой радиовидимости; 1530—1670 МГц — для связи через ИСЗ; 325—530 кГц — для связи в полярных и приполярных районах при нарушении связи в диапазоне 2—30 МГц.
Состав бортового Р. о., его технические характеристики и процедуры радиообмена для самолётов гражданской авиации определяются нормами ИКАО, регламентом радиосвязи и Нормами лётной годности. В обязательный минимальный состав бортового Р. о. пассажирских самолётов входят: радиостанция диапазона 118—137 МГц (два комплекта); радиостанция диапазона 2—30 МГц (при полётах на сложных трассах для резервирования устанавливается второй комплект, а при полётах в полярных районах радиостанция диапазона 325—530 кГц); аппаратура внутренней связи; портативная радиостанция для авиационной связи и подачи сигналов бедствия на частотах 121,5 и 243 МГц (входит в аварийное снаряжение экипажа).
Бортовые радиостанции диапазона 118—137 МГц имеют выходную мощность передатчика 16—25 Вт при массе 3,5—5 кг; чувствительность приёмника 1,5—3 мкВ; дальность связи в пределах прямой радиовидимости до 350 км; модуляция — амплитудная, двухполосная; связь — симплексная. Мощность излучения (пиковая) радиостанций диапазона 2—30 МГц 200—400 Вт при массе 15—25 кг; дальность связи 1000—3000 км; основной вид излучения — амплитудная однополосная телефония и передача цифровой информации; связь — симплексная; чувствительность приёмника 1,5—3 мкВ.
Передача речи и прослушивание сообщений осуществляются через аппаратуру внутренней связи посредством ларингофонно-микрофонно-телефонных гарнитур, объединяющих на одном оголовье динамический микрофон и головные телефоны. Применяются также выносные ручные микрофоны и кабинные громкоговорители. Аппаратура внутренней связи обеспечивает не только связь между членами экипажа, но и одновременное прослушивание в телефонах специальных сигналов оповещения и радионавигационных устройств.
Управление Р. о. осуществляется через пульт аппаратуры внутренней связи, обеспечивающий выбор радиостанции для связи, и пультов управления соответствующих радиостанций, с помощью которых устанавливаются рабочие частоты и режимы работы станций. Установка частоты бесподстроечная с шагом 25 кГц в диапазоне 118—137 МГц и 100 Гц в диапазоне 2—30 МГц.
К Р. о. как обязательному бортовому оборудованию первой категории предъявляются повышенные требования по надёжности и резервированию. Наработка на отказ Р. о. не менее 3000 ч. В военное авиации используются диапазоны 220—400 и 960—1200 МГц (для ближней оперативной связи), 10—30 кГц (для связи с подводными лодками) и др.