Индикатор кругового обзора (ИКО) — устройство в составе радиолокационной станции, предназначенное для отображения радиолокационной информации на экране электронно-лучевой трубки (ЭЛТ) в координатах азимут — дальность: азимут объекта отображается на ИКО угловым положением отметки на экране ЭЛТ, а дальность — её радиальным расстоянием от центра экрана ЭЛТ. Возможен вариант, когда на экране ЭЛТ в радиальном направлении отображается скорость объекта. В большинстве случаев при формировании отметки используется модуляция электронного луча по интенсивности (модулируется яркость отметки), что позволяет передать на экран дополнительную информацию при обзоре и картографировании земной поверхности ИКО используются как на летательных аппаратах, так и на наземных радиолокационных станциях. В современных радиолокационных станциях широко используются ЭЛТ, обеспечивающие цветное изображение радиолокационной информации.

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.

Управление летательным аппаратом — формирование отклонений органов управления (ОУ) для требуемого изменения положения ЛА в пространстве или поддержания заданного его положения при действии различных возмущений. Управление траекторией движения центра масс ЛА осуществляется изменением действующих на него сил (при полёте в атмосфере — это аэродинамические силы и тяга двигателя). Управление движением относительно центра масс (управление угловым положением) осуществляется изменением вектора момента относительно центра масс (см. Аэродинамические силы и моменты). На большинстве самолётов для создания управляющих сил и моментов применяются аэродинамические ОУ, а на вертолётах — несущие и рулевые винты (см. Вертолёт). На некоторых типах самолётов и вертолётов используется газодинамическое управление (см. также Управление вектором тяги). Иногда (например, на дельтапланах) У. л. а. реализуется перемещением центра тяжести.
У. л. а. может осуществляться лётчиком или автоматически. В зависимости от типа управления ЛА можно разделить на пилотируемые, которыми управляет лётчик либо непосредственно, либо через соответствующие системы автоматического управления (САУ), и беспилотные, управляемые полностью либо САУ, расположенными на борту ЛА, либо САУ, использующими внешние команды (например, с самолёта сопровождения), задающие необходимую траекторию.
Пилотирование лётчиком осуществляется на основе исходной информации, которая складывается из визуального наблюдения внешней обстановки, наблюдения за приборами, ощущения лётчиком условий полёта по изменению перегрузки, усилий на рычагах управления (РУ) и их перемещений. На основе требований к режиму полёта и этой информации лётчиком формируется задача управления. Отклонение ОУ, а также необходимое изменение тяги двигателя или включение тормозных устройств лётчик производит в зависимости от формируемой задачи, опираясь на свой опыт. При ручном или (как его ещё называют) штурвальном управлении отклонение лётчиком ОУ может выполняться непосредственно (так называемое обратимое ручное управление), когда лётчик, прикладывая усилия к РУ, уравновешивает полностью или частично аэродинамический шарнирный момент отклоняемого ОУ. В этом случае перемещение РУ требует от лётчика непрерывной затраты энергии. Другой вид ручного управления — необратимое. Он связан с использованием для отклонения ОУ каких-либо вспомогательных устройств и источников энергии, например гидравлическая или электрическая системы (см. Бустерное управление). Гидравлический рулевой привод, или бустер, в системе необратимого управления уравновешивает полностью шарнирный момент ОУ, а лётчик перемещает только золотник бустера, для чего требуется небольшое усилие (порядка 10—15 Н). Поскольку рулевой привод представляет собой систему с жёсткой обратной связью, то перемещение лётчиком РУ однозначно (и, как правило, линейно) связано с перемещением выходного штока бустера и, следовательно, с отклонением ОУ. Такое устройство позволяет управлять ЛА на больших скоростях и при его больших размерах. Усилия, создаваемые рулевыми приводами скоростных самолётов, составляют несколько десятков кН. Однако для появления у лётчика необходимых ощущений изменения режима полёта (скорости, перегрузки, угловых скоростей и др.) на РУ должны искусственно имитироваться соответствующие изменения усилий, строго регламентированные в соответствии с опытом лётных испытаний. Применяемые для этого имитаторы усилий, которые обычно называются загрузочными устройствами, имеют различные принципы действия. Они могут быть пневматическими, гидравлическими и механическими. Последний тип получил наибольшее распространение (в виде регулируемой пружины). Загрузочные устройства должны обеспечивать регулирование усилий в зависимости от параметров полёта (см. Рычагов управления загрузка).
Для получения удовлетворительных пилотажных характеристик на самолёте с необратимым бустерным управлением приходится также вводить регулирование кинематической связи (изменение передаточного отношения) от РУ к ОУ. Это связано с необходимостью реализовать также определённый, установленный опытом лётных испытаний характер перемещения РУ в зависимости от изменения основных параметров полёта. Например, для управления продольным движением перемещение РУ должно быть связано также с изменением скорости полёта (или Маха числа), высоты полёта, перегрузкой. Для улучшения пилотажных характеристик самолёта в его систему штурвального (или ручного) управления включаются системы улучшения устойчивости и управляемости (СУУ), действующие, как правило, независимо от лётчика на ОУ в процессе возмущённого движения и отклоняющие их функции угловой скорости (для улучшения демпфирования свободных колебаний), угла атаки или перегрузки для увеличения устойчивости или сокращения времени переходных процессов при управлении. Сигналы СУУ формируются её вычислителем: входными сигналами в нём являются параметры движения ЛА (угловая скорость, компоненты перегрузки, угол атаки или угол скольжения, скорость полёта и т. п.). Выходной сигнал СУУ формируется вычислителем по заданным алгоритмам. Выбор алгоритмов производится на основе анализа динамики движения ЛА в различных условиях и связан с аэродинамической и инерционной характеристиками ЛА. Вычислитель может быть аналоговым или цифровым. Связи РУ лётчика с исполнительными приводами ОУ (бустерами или др.) могут осуществляться механической или дистанционной электрической системой, гидравлическими каналами и, наконец, при помощи световодов (см. Гидравлическое оборудование, Проводка управления, Электродистанционная система управления). При дистанционной системе связи сигналы (электрические или оптические), передаваемые от лётчика, а также от СУУ, могут иметь аналоговую или цифровую форму. Дистанционные системы управления в значительной степени упрощают включение любых дополнительных автоматических устройств, в частности облегчают решение задачи управления при посадке и взлёте, а также при выполнении боевых операций.
На современных самолётах кроме штурвального (ручного) управления от лётчика используется обычно дополнительные САУ, как правило, на ограниченных режимах полёта. Наиболее широко САУ (автопилот) применяется для стабилизации длительного установившегося крейсерского режима полёта как по угловым параметрам, так и для стабилизации скорости и высоты полёта. САУ также широко используется для автоматизации посадки (по I, II и III категориям), для некоторых простых манёвров, для управления маневрированием в боевых операциях. Включение САУ в контур управления особенно удобно при дистанционной системе управления, хотя и требует принятия дополнительных мер для согласования с ручным управлением (см. Совмещённое управление).
Полностью автоматическое управление беспилотных ЛА возможно при наличии соответствующей требуемым условиям точности пилотирования информации о текущем положении ЛА в пространстве (включая и угловое), а также информации о заданном движении ЛА, которая в зависимости от решаемой задачи и назначения ЛА может поступать от датчиков, расположенных на борту, и от внешних датчиков, измеряющих параметры движения ЛА. Траекторное управление беспилотных ЛА различного назначения может быть командным (по командам, поступающим извне), программным (траектория сформирована и задается на борту в виде временных зависимостей), терминальным, при котором управление осуществляется для достижения конечного результата (при этом можно выполнять ряд ограничений). Кроме траекторного управления, как правило, осуществляются угловая стабилизация и управление угловым положением ЛА. Важнейшими задачами при создании такого управления беспилотными ЛА являются; обеспечение устойчивости движения на всех режимах полета с учётом возможных возмущений, отклонений исходных данных; достижение точности реализации целевого назначения ЛА; обеспечение надёжности управления при заданных отказах в системе управления.

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.

Ларингофонно-микрофонно-телефонные гарнитуры, авиагарнитуры, — оконечные части самолётных систем связи членов экипажа с землёй через бортовые радиостанции и друг с другом через аппаратуру внутренней связи. В зависимости от вида применяемых преобразователей «звук — электрический сигнал» гарнитуры подразделяются на ларингофонно-телефонные и микрофонно-телефонные.
По степени защиты органов слуха и тракта приёма от внешних акустических шумов различают гарнитуры без шумозащиты {для работы с уровнем шумов до 50 дБ), с низкой шумозащитой (60—90 дБ), со средней шумозашитой (90—115 дБ) и высокой шумозашитой (более 115 дБ). При шумах с уровнем 90—115 дБ обычно используются микрофонно-телефонные гарнитуры, более 115 дБ и при атмосферном давлении не ниже 90 кПа — ларингофонно-телефонные.
Основные элементы гарнитур: микрофон (ларингофон), телефон (с шумозащитными заглушками или без них), микрофонный (ларингофонный) усилитель (для гарнитур с ларингофонами). В качестве несущих элементов используются оголовье, эластичное крепление для ларингофонов, мягкий, жёсткий или герметичный шлем. Специальные типы гарнитур обеспечивают работу в скафандре или кислородной маске.

«Дженерал Электрик» (General Electric Company) — фирма США, выпускающая электронное, электротехническое оборудование и авиадвигатели. Основана в 1882. В 1918 был создан авиационный турбонагнетатель, в годы Второй мировой воины велось массовое производство турбонагнетателей для поршневых двигателей истребителей и бомбардировщиков. Программы разработки авиационных газотурбинных двигателей начались в 1941 с освоения производства ТРД 1-А английской конструкции для первого американского реактивного истребителя Белл ХР-59А. Фирмой был создан и испытан первый американский турбовинтовой двигатель TG-100, велись работы по авиационной ядерной силовой установке. В 1952 началась разработка турбореактивного двигателя с форсажной камерой J79 для сверхзвуковых самолётов (к 1986 выпущено 17200 с учётом производства в других странах). Выпускает газотурбинные двигатели для истребителей, бомбардировщиков, военно-транспортных и пассажирских самолётов (в том числе широкофюзеляжных) и вертолётов. К основным программам конца 80?х гг. относятся: производство турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой F101, F110, F404, турбореактивного двигателя с форсажной камерой J79 и J85, турбореактивных двухконтурных двигателей TF34, и TF39. турбовинтовых и турбовальных газотурбинных двигателей T58, T64 и T700 для военных летательных аппаратов и турбореактивного двухконтурного двигателя CFM56 (с фирмой «СНЕКМА»), CF6 , CF34, CF700, турбовинтовых и газотурбинных двигателей СТ7 и СТ58 для пассажирских и административных самолётов и вертолётов; разработка турбовинтовентиляторного двигателя GE36 UDF (лётные испытания с 1986) и турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой GE37 для американского истребителя ATF 90?х гг. (стендовые испытания с 1987).

Головка самонаведения (ГСН) — автоматическое измерительное устройство, устанавливаемое на самонаводящихся ракетах и предназначенное для выделения цели на окружающем фоне и измерения параметров относительного движения ракеты и цели, используемых для формирования команд управления ракетой.
ГСН воспринимают энергию, излучённую или отражённую целью. Могут использоваться различные виды излучения: радиоизлучение, оптическое (в том числе тепловое), акустическое. В зависимости от местоположения источника энергии различают пассивные, полуактивные и активные ГСН.
Пассивные ГСН воспринимают излучение, создаваемое целью. Это могут быть сигналы работающих радиолокационных станций противника или передатчиков помех, а также оптическое излучение цели в инфракрасном и видимом диапазонах спектра, которое используется тепловыми и телевизионными ГСН. С конца 70?х гг. начали развиваться радиометрические пассивные ГСН, воспринимающие электромагнитное излучение цели в миллиметровом диапазоне волн вследствие теплового контраста цели с окружающим фоном. Полуактивные ГСН принимают сигнал, отражённый от цели при облучении её источником подсвета, находящимся вне ракеты, — на самолете-носителе или пункте наведения. Активные ГСН облучают цель с помощью передатчика, который входит в их состав, а также принимают отражённый сигнал. Полуактивные и активные ГСН строятся с использованием радиолокационного и оптического когерентного (лазерного) излучения.
Для повышения точности и помехоустойчивости в ГСН могут сочетаться различные принципы работы в зависимости от воспринимаемой энергии излучения цели и приёмники различных диапазонов электромагнитного излучения. ГСН могут быть полуактивно-активными, активно-радиометрическими, теплорадиолокационными и др. ГСН принимает данные целеуказания, производит поиск цели по координатам, анализирует принимаемый сигнал, селектирует цель на фоне естественных и организованных помех, осуществляет захват цели и автоматическое сопровождение её по координатам.
Основные тактико-технические характеристиками ГСН являются: дальность захвата цели в свободном пространстве и на фоне естественных помех (подстилающей поверхности, облачного фона); измеряемые координаты, диапазон их возможных изменений; точность автоматического сопровождения, в том числе при подлёте к цели; разрешающая способность, или возможность выделения одной цели из состава плотной группы; устойчивость к организованному противодействию противника (помехоустойчивость), характеризуемая вероятностью захвата и точностью сопровождения цели и в конечном счёте вероятностью её поражения; массо-габаритные и энергетические показатели, определяющие использование ГСН на ракете.
ГСН обычно размещается в головном отсеке ракеты. Ее антенная система находится под обтекателем аэродинамической формы, который прозрачен для рабочего диапазона волн ГСН. Различие используемых диапазонов электромагнитных волн и методов обработки принимаемых сигналов определяет большое разнообразие принципов построения ГСН, но в их составе можно выделить функциональные узлы: обтекатель 1 ; фокусирующую или антенную систему 2; чувствительный элемент или приёмник энергии; приемное устройство 5, осуществляющее усиление и оптимальную первичную фильтрацию сигнала; анализатор 6 структуры принятого сигнала по амплитудному и спектральному составу; обнаружитель 10 цели-устройства 9 автоматического сопровождения цели по дальности или скорости сближения с нею; систему 4 автоматического сопровождения цели по углам и привод 3 антенны; вычислительные и логические устройства 12 принимающие решение о захвате цели обеспечивающие помехозащищённость и осуществляющие обмен (11) информацией с системой наведения ракеты; антенну 8 и приёмное устройство 7 опорного (хвостового) канала в полуактивных радиолокационных ГСН или приёмник радиокомандной линии при комбинированном наведении ракеты; передающее устройство 13 в активных ГСН.
Повышение тактико-технических требований и усложнение условий работы обусловливают применение в современной ГСН новейших достижений микроэлектроники, использование всё более сложных структур излучаемых сигналов (импульсных, непрерывных, квазинепрерывных, сигналов с внутренними модуляциями) и совершенствование их обработки с применением цифровых методов на основе микропроцессоров.

Гиростабилизация — поддержание с помощью гироскопов и гироскопических устройств параметров углового движения элементов системы управления летательным аппаратом и самих летательных аппаратов в условиях возмущений. Различают Г. силовую, индикаторную и индикаторно-силовую. Силовая Г. заключается в парировании внешних возмущающих моментов, действующих на стабилизируемый элемент (платформу) прибора или системы, гироскопическими моментами, возникающими в результате прецессии гироскопов. (Возможен также вариант бесплатформных навигационных систем, в которых чувствительные элементы, в том числе и гироскопы, устанавливаются непосредственно на борт летательного аппарата, а сам летательный аппарат играет роль стабилизирующей платформы). В основе индикаторной Г. лежит использование гироскопов в качестве измерителей рассогласования между заданным и действительным положениями стабилизируемого элемента; парирование возмущений осуществляется исполнительными органами следящих систем. Индикаторно-силовая Г. включает элементы силовой и индикаторной стабилизации. Г. используется в системах ориентации, самонаведения, прицельно-навигационных системах, инерциальных навигационных системах и инерциальных системах управления. Г. достигается с помощью различных устройств. Например, в системах самонаведения Г. осуществляется гироскопическими приводами головок самонаведения, в инерциальных навигационных системах — трехосными гироплатформами, в инерциальных системах управления — либо трёхосными гироплатформами, либо блоком астатических гироскопов.

Гироскоп — устройство для измерения параметров углового движения. Широко используется в инерциальных системах навигации, автопилотах, гирокомпасах, гировертикалях и других приборах и системах летательного аппарата. Различают так называем классические Г., лазерные, вибрационные.
Принцип действия классического Г. основан на стремлении быстровращающегося ротора сохранять направление оси вращения в пространстве. Ротор устанавливают в рамках (кольцах) карданова подвеса, позволяющего оси ротора занимать любое положение. Если к какой-либо оси Г. прикладывается внешний момент, то возникает прецессия (движение) Г. с постоянной угловой скоростью. В момент окончания действия внешней силы происходит мгновенное прекращение прецессии. Указанными свойствами обладают астатические трёхстепенные свободные Г. (центр тяжести ротора совпадает с точкой пересечения осей карданова подвеса), динамически настраиваемые Г., а также Г., работающие на новых принципах (электростатические, электромагнитные, криогенные).
У двухстепенных Г. ротор закреплён в одной рамке. При вращении основания (платформы) такого Г. возникает гироскопический момент, стремящийся кратчайшим путём установить ось ротора параллельно оси, относительно которой вращается основание. Двухстепенные Г. используются в указателях поворота и некоторых гиростабилизаторах.
В лазерном Г. применяется оптический квантовый генератор и имеется плоский замкнутый контур (образован тремя и более зеркалами), где циркулируют два встречных световых потока (луча), частоты которых из-за эффекта Доплера различны. Разность этих частот пропорциональна угловой скорости основания.
Вибрационные Г. в качестве чувствительного элемента содержат вибрирующие массы (например, ротор с упругим подвесом или упругие пластины); служат для определения угловой скорости.

Гирокомпас — указатель направления истинного (географического) меридиана, предназначенный для определения курса летательного аппарата, а также азимута (пеленга) ориентируемого направления. Преимущества Г. по сравнению с магнитным компасом: указывает направление географического, а не магнитного меридиана; на показания меньше влияют перемещающиеся металлические массы и электромагнитные поля; выше точность. Принцип действия Г. основан на использовании свойств гироскопа и суточного вращения Земли.